Akademik

Штурвальное управление

Штурвальное управление: условное наименование систем, связывающих отклонение рычагов управления (РУ) ЛА (колонка штурвальная, центральная или боковая ручка управления, педали управления) с отклонением органов управления (ОУ). Через систему Ш. у. (СШУ) лётчик осуществляет управление летательным аппаратом. Основными требованиями к СШУ являются её надёжность, обеспечение удовлетворительных характеристик управляемости и устойчивости ЛА и, следовательно, безопасности полёта. В простейшем случае СШУ представляет собой механическое соединение (с помощью проводки управления) РУ с рулями управления, при этом усилия на РУ пропорциональны шарнирному моменту ОУ. В этом случае удовлетворительные характеристики устойчивости ЛА обеспечиваются аэродинамические характеристиками ЛА и его центровкой, а управляемость — выбором ОУ и их компенсации для обеспечения приемлемых усилий на РУ при управлении. Усилия на РУ при управлении должны противодействовать соответствующим отклонениям. Для уменьшения или изменения усилий на РУ по воле лётчика на ОУ устанавливаются триммеры или специальные триммерные механизмы.
Развитие аэродинамических схем ЛА, увеличение их размеров, освоение новых режимов полёта, а также стремление упростить пилотирование привело к необходимости автоматизации СШУ. Основным требованием к автоматизированной СШУ является независимость её работы от действий лётчика; лётчик должен воспринимать ЛА как единую динамическую систему вместе с работающей автоматикой.
Первоначально автоматизация СШУ сводилась к уменьшению усилий на РУ при управлении: для уменьшения шарнирных моментов ОУ применялись кинематические или пружинные сервокомпенсаторы (см. Сервокомпенсация, Сервоуправление) — небольшие аэродинамические поверхности на хвостовой части ОУ, отклоняемые в зависимости от отклонения ОУ.
Рост размеров самолётов и увеличение скорости полёта (до сверхзвуковой) вызвали необходимость искать новые пути уменьшения усилий на РУ при управлении; начало внедряться бустерное управление, сначала в виде обратимого, в этом случае только определенная часть шарнирного момента ОУ передаётся на РУ, а затем и необратимого, где шарнирный момент ОУ на РУ не передаётся. В последнем случае для создания у лётчика чувства управления необходимо применять автоматы загрузки (см. Рычагов управления загрузка) с триммерными механизмами; в ряде случаев используется пружинная загрузка. В качестве силового привода при бустерном управлении, как правило, используются гидравлические рулевые приводы (РП). Первоначально РП устанавливались на истребителях, развивающих сверхзвуковые скорости полёта и снабжённых средствами спасения лётчика. После получения опыта создания и эксплуатации бустерных систем они начали применяться и на пассажирских самолетах.
Необходимость применения на сверхзвуковых самолётах целиком управляемого стабилизатора (без рулей высоты) привела к избытку эффективности этого ОУ (см. Эффективность органов управления) на дозвуковых скоростях и малых высотах полёта и в СШУ стал вводиться автомат регулирования усиления. Этот автомат изменяет кинематическое передаточное отношение от рычага к органу управления в зависимости от режима полёта (обычно в зависимости от высоты и скорости полёта).
Увеличение высоты полёта уменьшает демпфирование (см. также Аэродинамическое демпфирование) углового движения самолёта, что привело к появлению нового вида автоматизации СШУ — к дополнительным, независимым от лётчика, отклонениям ОУ в зависимости от угловой скорости самолёта в сторону, повышающую демпфирование (демпферы рыскания, крена, тангажа). Для реализации такой автоматики используется «раздвижная тяга» — в проводку управления включается электрический или гидравлический сервопривод. Чтобы задаваемые раздвижной тягой перемещения передавались только к ОУ и не сказывались на усилиях при управлении, необходимо использование необратимого бустерного управления, а также чтобы трение на участке от РУ до раздвижной тяги было больше усилий, потребных для управления бустером (в противном случае в системе управления между РУ и раздвижной тягой устанавливается вспомогательный привод по схеме необратимого управления, что, кроме того, уменьшает трение в системе, ощущаемое лётчиком).
Отклонение элеронов для осуществления манёвра по крену на больших углах атаки сопровождается образованием моментов рыскания и увеличением угла скольжения, препятствующих кренению; кроме того, на больших углах атаки для кренения самолёта относительно вектора скорости необходим дополнительный момент по рысканию. Это привело к введению в СШУ кинематических связей от РУ по крену к рулю направления.
Развитие и освоение электроники, вычислительных устройств позволило значительно расширить возможности автоматизации управления самолётом. Использование сигналов угловой скорости, перегрузки, углов атаки и скольжения, высоты полёта, скорости и т. п. для отклонений ОУ по выбираемым законам позволяет не только улучшать устойчивость и управляемость самолёта, но и создавать их искусственным путём; появился термин «компоновка самолёта, определяемая системой управления». Такой подход к проектированию ЛА ослабляет требования к выбору его аэродинамической компоновки для обеспечения наилучших лётно-технических характеристик, например позволяет обеспечить продольную статическую устойчивость (см. Степень устойчивости) при статически неустойчивой аэродинамической схеме и уменьшить площади вертикального и горизонтального оперений и т. п.
Возможности автоматизации управления в первую очередь определяются достаточностью эффективности ОУ, а затем быстродействием исполнительных механизмов (бустеров), то есть максимально возможными скоростями отклонения ОУ и минимальным запаздыванием между моментами подачи сигнала и его реализации.
По мере развития степени автоматизации СШУ в их состав стали включать подсистемы непосредственного управления подъемной и боковой силами и механизации адаптивного крыла, активные системы управления и др. системы, влияющие на динамические характеристики самолёта как объекта управления лётчиком.
В реальной эксплуатации любая система управления может отказать; поэтому рассматривают два рода систем (или подсистем): отказобезопасные и практически безотказные системы. Отказ отказобезопасной системы не должен приводить к появлению аварийной ситуации, и продолжение полёта возможно, хотя и с дополнительными ограничениями и повышенной нагрузкой на лётчика. Обычно отказобезопасность возможна или при малом возможном возмущении на движение самолёта при отказе системы управления (малое отклонение ОУ от автоматики, как, например, при отказе демпфера колебаний) или медленном, замечаемом лётчиком изменении регулируемого параметра (например, при малой скорости изменения передаточного отношения в проводке от РУ к ОУ). Отказобезопасные подсистемы можно отнести к «комфортным», то есть улучшающим, но не приводящим к кардинальному изменению устойчивости и управляемости самолёта.
Если отказ системы или подсистемы влечёт за собой появление аварийной или катастрофической ситуации, например потерю управляемости самолёта, то такая система должна быть практически безотказной. Это, как правило, достигается резервированием её каналов. При отказе одного из каналов он отключается и система продолжает функционировать. Обычно принимается, чтобы система продолжала функционировать после двух последовательных отказов. Отказ каналов обязательно индицируется лётчику (или экипажу), и в зависимости от обстоятельств должно быть принято решение об изменении полётного задания или о немедленной посадке. Для того чтобы один отказ не мог вывести из строя одновременно несколько каналов управления, эти каналы должны быть независимыми, то есть не иметь «общих точек». Отключение канала производится по выбранному критерию отказа. Если есть такой критерий отказа в самой системе (например, падение давления в гидросистеме), то система будет продолжать функционировать после двух отказов при наличии трёх каналов управления. В сложных автоматизированных системах такого критерия, как правило, нет, и выявление отказавшего канала производится методом сравнения — «голосованием»; поэтому в таких случаях для продолжения функционирования системы после двух отказов необходимо четырёхкратное резервирование. Практически безотказными можно считать такие системы, надёжность которых подтверждена большим опытом создания и эксплуатации, например механические системы. Однако в начале 80-х гг. ИКАО вынесла решение о необходимости иметь на пассажирских самолётах дублированную механическую проводку управления.
Практически безотказная автоматизированная электродистанционная система управления (ЭДСУ) позволяет не использовать механическую проводку управления (если же без автоматизации полёт невозможен, то механическая связь РУ с ОУ теряет смысл); это позволяет уменьшить вес системы управления. ЭДСУ получают в настоящее время широкое распространение.
Большие возможности предоставляет использование в системах управления бортовых цифровых вычислительных машин (БЦВМ), позволяющих реализовывать сложные законы управления с использованием логических операций. Однако такая резервированная система может иметь «общую точку» — программное обеспечение БЦВМ, одинаковое во всех каналах. В этом случае целесообразно иметь или разное программное обеспечение в каналах или резервную (цифровую или аналоговую) систему управления, позволяющую безопасно завершить полёт.
СШУ современных самолётов, как правило, весьма сложны, их структура и алгоритмы автоматизации определяются особенностями аэродинамических характеристик ЛА, областью режимов полёта по скоростям и углам атаки, длительностью полёта, наличием средств спасения, условиями эксплуатации.