Інші критерії бічної стійкості та керованості

Бажано на всіх режимах польоту мати малий взаємозв’язок руху з крену та з рискання. Для його кількісної оцінки використовують показник

æ ,                            

що дорівнює відношенню максимальних амплітуд кутових швидкостей крену та рискання у вільному збуреному русі.

Спрощене співвідношення для розрахунку цього показника має вигляд:

æ .                   

Оскільки у сучасних літаків зі стрілоподібним крилом зросли поперечна статична стійкість  та відношення моментів інерції І_у(І_х)^-1, то показник æ також значно збільшився. При великих значеннях æ літак володіє підвищеною реакцією з крену на моментні збурення відносно нормальної осі, наприклад, відмова двигуна для багатомоторного літака та на відхилення педалей. Тому значення цього показника не повинні перевищувати 0,3...3,0 залежно від класу літака.

Наявність на літаку автомата шляхової стійкості, який підвищує , зменшує значення показника æ. Демпфери крену та рискання зменшують взаємний вплив бічних рухів навіть при великих значеннях показника æ. У цьому випадку, незважаючи на значний розмір відношення , перехідні процеси не оцінюються пілотом як незадовільні у зв’язку з невеликими значеннями кутових швидкостей.

Через взаємний вплив рухів з крену та з рискання управління бічним рухом здійснюється координованим відхиленням двох органів управління: елеронів і руля направлення. При цьому розв’язуються дві задачі:

- запобігається зворотна реакція літака з крену при відхиленні руля направлення;

- підвищується ефективність управління розворотом літака.

При відхиленні руля направлення (рис. 4.17) крім ос­новного моменту упра­в­ління M_y(d_н) ство­рюється також момент крену M_x(d_н), який нахиляє літак у бік, протилежний роз­во­ро­ту. Цьому момен­ту протидіє момент по­перечної статичної стій­кості M_x(b)та спіраль­ний момент M_x(w_y). Якщо літак має малий запас поперечної стійкості  êM_x(b)ê<êM_x(d_н)ê, то він нахиляється у бік протилежний розвороту. Таким чином, має місце зворотна реакція літака з крену на відхилення педалей. Щоб цього позбутися, пілот, відхиляючи педалі (x_н), одночасно відхиляє важіль управ­ління з крену (x_е)у бік розво­роту. Отже, x_е= f(x_н).

З іншого боку, якщо реакція літака на східчасте відхилення елеронів у рамках математичної моделі ізольованого руху з крену (b=0 ) близька до параболи (рис. 4.18 крива 1), то реальні криві (рис. 4.18 криві 2, 3) істотно відрізняються. При цьому залежно від співвідношення моментів M_x(b) та M_x(w_y) можливі випадки “зави­сання” літака з крену (рис. 4.18 крива 3), які погіршують ефек­тивність розвороту, що оцінюється пілотом як негативні явища.

Додатковим відхиленням педа­лей у бік розвороту пілот, компенсуючи кут ковзання, збільшує кутову швидкість w_y і відповідний спіральний момент M_x(w_y) . Сумісно з моментом управління M_x(d_е)спіральний момент “підкручує” літак, запобігаючи “зависання” з крену. Отже, x_н = f(x_е).

Таким чином, для забезпечення прийнятної якості управління бічним рухом пілот реалізує перехресні зв’язки між шляховим і поперечним каналами. Це знайшло своє відображення також у показниках бічної керованості. Зокрема, необхідно нормувати градієнти:

Для забезпечення нормованих показників бічної керованості в системах автоматизованого штурвального управління реалізують перехресні зв`язки між каналами руля направлення та елеронів.

Розглянуті в цій главі показники стійкості та керованості змінюються при зміні режимів польоту. Дослідження показують, що сучасні літаки не на всіх режимах польоту мають прийнятні пілотажні характеристики. Хороша якість управління забезпечується в достатньо вузькому діапазоні режимів польоту: Н = (0¼5000)м;
М = 0,4¼0,6.

Поза цієї області припустимі характеристики стійкості та керованості можуть бути забезпечені тільки з використанням засобів часткової автоматизації: демпферів, автоматів стійкості, автоматів регулювання управління.

АВТОМАТИЧНІ СИСТЕМИ ПОЛІПШЕННЯ ДИНАМІЧНИХ ХАРАКТЕРИСТИК СТІЙКОСТІ ТА КЕРОВАНОСТІ ЛІТАКА

До числа показників, що характеризують динамічні властивості літака в термінах передаточних функцій, як було показано у гл. 4, відносять x_a, x_b, w_a, w_b, T_g . Саме вони визначають динаміку переходу літака з одного режиму польоту на інший. Динамічні характеристики літака даного класу на всіх режимах польоту повинні мати цілком певні значення. У протилежному випадку не забезпечується висока точність ручного управління польотом, а також зростає стомлюваність екіпажу.

Задача поліпшення динамічних характеристик літака вирішується з використанням спеціальних засобів часткової автоматизації управління літаком: демпферів та автоматів стійкості. За виконавчі пристрої цих засобів використовують сервоприводи з жорстким зворотним зв’язком, що включаються в проводку системи управління за послідовною схемою, яка забезпечує сумісну роботу пілота й автоматики. У цьому випадку пілот при ручному управлінні відчуває роботу пристроїв автоматики тільки як поліпшення пілотажних характеристик літака, на положенні важеля управління дія засобів автоматики не позначається.

Демпфери й автомати стійкості, як окремі (автономні) пристрої, використовують тільки на літаках другого покоління. На сучасних літаках вони або об’єднуються в окремі комплексні системи стійкості та керованості, або входять до складу системи автоматичного управління і вмикаються в роботу при переході САУ в режим демпфірування (режим сумісного штурвального управління).