Akademik

Активные системы управления

Активные системы управления: системы управления летательным аппаратом, предназначенные для снижения нагрузок на его конструкцию, уменьшения ускорений (перегрузок) в заданных его точках, а также для увеличения демпфирования упругих колебаний конструкций. Применение А. с. у. позволяет улучшить летно-технические характеристики летательных аппаратов за счёт, например, снижения требований к жёсткости конструкции (уменьшения массы летательного аппарата), увеличить критическую скорость флаттера, повысить ресурс конструкции, улучшить комфорт экипажа, пассажиров. Принципы действия А. с. у. и их структура выбираются исходя из решаемой задачи.
Системы снижения экстремальных нагрузок на крыло. Расчётными случаями экстремального нагружения крыла летательного аппарата являются манёвр и воздействия порывов ветра. Система снижения нагрузок при манёвре перераспределяет подъёмную силу (ПС) по размаху крыла таким образом, что при сохранении суммарной ПС изгибающие моменты в корневых и срединных сечениях крыла уменьшаются. Это перераспределение ПС осуществляется с помощью элевонов (Э), гасителей подъемной силы, закрылков. Выбор органов управления (ОУ), используемых в этих системах, определяется режимом полёта, влиянием скоростного напора и угла атаки на эффективность органов управления, конструктивными особенностями использования ОУ в системе снижения нагрузок и т. п. Управляющие сигналы формируются с помощью датчика линейных ускорений (ДЛУ) или датчика отклонения рычага управления (РУ). Включаемые в систему фильтры (Ф) в первом случае служат для подавления сигналов, вызываемых упругими колебаниями конструкции, во втором — для сглаживания переходных процессов изменения ПС при отклонении ОУ на крыле и изменении угла атаки. Эффективное (на 10—20%) снижение максимальных значений изгибающих моментов в корневых и срединных сечениях крыла большого удлинения обеспечивается с помощью расположенных в концевых частях крыла элевонов и гасителей ПС. При этом скорости отклонения ОУ практически не отличаются от обычно используемых при управлении самолётом. Для эффективного снижения максимальных нагрузок, возникающих при порывах ветра, может быть использована та же система, но без канала РУ и с увеличенным до 100°/с и более скоростями отклонения ОУ. Компенсация моментов по тангажу, возникающих при отклонении элевонов, осуществляется рулём высоты (РВ).
Системы снижения нагрузок от воздействия атмосферной турбулентности. Системы этого типа предназначены для уменьшения усталостных повреждений конструкции летательного аппарата от знакопеременный нагрузок, возникающих при болтанке. В этом случае основная часть нагрузок в сечениях крыла сосредоточена в диапазоне частот, включающем области частоты (ω)кп короткопериодического движения летательного аппарата (см. Продольное движение)) и частоты (ω)изг первого тона изгибных колебаний крыла. В соответствии с этим А. с. у. содержит 2 контура, имеющих общие ОУ — симметрично отклоняемые элевоны. первый контур, включающий расположенный на фюзеляже ДЛУ1 и корректирующий фильтр Ф1, способствует снижению нагрузки в области частоты (ω)кп (в области от 0 до (2—3) (ω)кп). второй контур, включающий ДЛУ2 на концах крыла и корректирующий фильтр Ф2, работает в области частоты (ω)изг и используется для демпфирования изгибных колебаний. Совместная работа обоих контуров обеспечивает во всём рабочем диапазоне частот значительное уменьшение спектральной плотности изгибающего момента, особенно в области её больших значений. Для обеспечения устойчивости и управляемости самолётов на РБ подаётся компенсирующий сигнал. Системы такого типа на дозвуковом неманёвренном самолёте позволяют снизить усталостные повреждения крыла от воздействия болтанкн в 3—5 раз при обычных параметрах системы (относительная площадь элевонов 2—3%, углы отклонения 3—5°, скорость отклонения 30—50°/с). При соответствующем увеличении углов и скоростей отклонения элевонов эта система может использоваться как комплексная система снижения экстремальных нагрузок и нагрузок от воздействия атмосферной турбулентности.
Системы снижения местных ускорений при полётев турбулентной атмосфере (ССМУ). ССМУ используются для улучшения комфорта экипажа и пассажиров. Их структуры и рабочие диапазоны частот определяются в основном геометрическими размерами и массой летательного аппарата. На манёвренных самолётах основной вклад в возникающие при болтанке ускорения вносит колебательное движение летательного аппарат как целого в области частот от 0 до (2—3)(ω)кп. Для дозвуковых неманёвренных самолётов вклады этих колебаний и упругих колебаний его конструкции соизмеримы. Для многорежимных неманёвренных самолётов с крылом малого удлинения или с развитой центропланной частью ускорение в месте расположения лётчика определяется в основном упругими колебаниями конструкции. В соответствии с этими крайними случаями существуют два типа ССМУ. В ССМУ первого типа используются способы, основанные на компенсации порывов ветра с помощью органов непосредственного управления аэродинамическими силами. В этих системах используются флапероны (Фл), управляемые пропущенным через корректирующий фильтр сигналом ДЛУ. Т. к. диапазон рабочих частот системы включает частоту (ω)кп, необходимы специальнst меры по компенсации влияния ССМУ на устойчивость и управляемость самолёта. Это достигается, например, введением в ССМУ сигнала отклонения РУ. пропущенного через «модель» самолёта. Если характеристики самолёта и модели достаточно близки, то в управляемом движении отклонения Фл малы. В случае, когда ускорения в месте расположения экипажа определяются упругими колебаниями конструкции фюзеляжа, наиболее эффективной является ССМУ с дополнительными аэродинамическими поверхностями, расположенными близко к этому месту. Здесь управление также производится по сигналам ДЛУ. Корректирующий фильтр выполняет две функции — выделяет в управляющем сигнале полосу частот, в которой находится пик спектральной плотности ускорения, и формирует необходимые для создания демпфирующих сил фазовые характеристики системы. ССМУ такого типа снижают нормальные и боковые перегрузки в месте размещения экипажа в 2,5—3 раза.
Системы повышения критической скорости флаттера (СПКСФ). Многообразие форм флаттера требует разработки различных структур системы повышения его критической скорости. Одними из основных задач при построении СПКСФ являются выбор типа и места расположения датчиков для выделения сигналов упругих колебаний, определяющих критическую скорость флаттера, а также эффективных ОУ. Исполнительные элементы системы должны иметь высокое быстродействие и сохранять высокие динамические характеристики при малых входных сигналах. Например, в системе подавления изгибно-крутильного флаттера крыла неманёвренного самолёта (частота 2,4 Гц) используются по 2 ДЛУ на каждой половине крыла. Сигналы с ДЛУ через корректирующие фильтры подаются на флапероны и элевоны. Такая СПКСФ обеспечивает подавление флаттера этого типа при скорости полёта V1 на 40% превышающей критическую скорость Vкр флаттера у самолёта без системы, хотя несколько уменьшает декремент колебаний на частоте 2,8 Гц. В СПКСФ крыла с подвесными элементами (подвеской) ОУ могут располагаться на подвеске. Управление осуществляется сигналом разности двух ДЛУ, установленных на концах подвески. Такая система также повышает Vкр примерно на 40%. А. с. у. используются на самолётах Ил-96-300 и Эрбас индастри А320.