Автомат поздовжньої стійкості

Для підвищення маневреності сучасних літаків за рахунок аеродинамічного компонування намагаються зменшити запас поздовжньої статичної стійкості.

При традиційному компонуванні стійкого з перевантаження літака центр аеродинамічного тиску розташовується позаду центра мас (рис. 7.15). Тому при балансуванні літака стабілізатор повинен створювати негативну піднімальну силу, що зменшує результуючу піднімальну силу (“втрата на балансування”). Крім того, збільшення негативної піднімальної сили стабілізатора при його відхиленні на кабрирування уповільнює процес зростання перевантаження на вихідному етапі маневру, створюючи ефект “просадки” літака.

У статично нестійкого з перевантаження літака схема сил (рис. 7.16) виключає “втрати на балансування”, за рахунок чого зростає маневреність літака. Одночасно зменшується вага та розмір стабілізатора. Такий підхід до компонування літака дозволяє підвищити аеродинамічну якість і помітно знизити витрату пального. Проте політ на статично нестійкому з перевантаження літаку без автоматизації ручного управління (без автомата стійкості) практично неможливий. Але і статично стійкий з перевантаження літак може не задовольняти пілота власними динамічними характеристиками, наприклад, зменшеною власною частотою w_a , тобто млявою реакцією на керуючі впливи. Для забезпечення потрібних статичних і динамічних характеристик поздовжньої стійкості та керованості застосовують автомати поздовжньої стійкості.

Конструктивно принципи побудови автоматів шляхової та поздовжньої стійкості не відрізняються. Як датчик інформації в автоматах поздовжньої стійкості використовують або датчик кута атаки, або датчик нормального перевантаження, сигнал якого пропорційний куту атаки. Додаткове відхилення руля висоти автоматом стійкості, яке пропорційне куту атаки або нормальному перевантаженню, підсилює власний момент поздовжньої статичної стійкості з перевантаження M_z(a).

У зв`язку з повною аналогією передаточних функцій  і , вплив автомата поздовжньої стійкості, що реалізує закон управління

,                        (7.33)

на динамічні характеристики стійкості та керованості аналогічний розглянутому для автомата шляхової стійкості. Такий закон управління змінює параметри еквівалентної передаточної функції

             (7.34)

замкненого контура управління “літак + автомат стійкості”, структурна схема якого зображена на рис. 7.17.

Розрахункові формули для параметрів еквівалентної передаточної функції (7.34), можна отримати, використовуючи результати, що одержані для автомата шляхової стійкості:

 ;                    (7.35)

;                 (7.36)

 .                  (7.37)

Потрібну з точки зору статичних і динамічних характеристик власну частоту коливань w_acт можна забезпечити відповідним вибором передаточного числа K_ny

.

Зменшення поздовжньої статичної керованості на відміну від шляхової сприймається пілотом як погіршення пілотажних характеристик. Для відновлення поздовжньої статичної керованості можна за допомогою АРУ підсилити коефіцієнт передачі проводки системи управління, або вирішити цю проблему, як і для демпферів крену, шляхом включення в закон управління автомата стійкості сигналу відхилення важеля управління від балансувального положення . Закон управління рулем висоти у цьому випадку має вигляд:

,

де           ;                                                             

    .                                         (7.38)

Структурні зміни контура управління при включенні в закон управління сигналу відхилення важеля управління  показані на рис. 7.17 пунктирною лінією. Сигнал  в усталеному режимі повинний компенсувати сигнал , тоді відхилення руля висоти від автомата стійкості в усталеному режимі буде дорівнювати нулю, а руль висоти залишиться в тому положенні, яке задав йому пілот, щоб створити нормальне перевантаження  ( тут - показник поздовжньої статичної керованості - коефіцієнт пропорційності між переміщенням важеля управління та сталим значенням нормального перевантаження).

Закон управління (7.38) можна подати у вигляді

,                       (7.39)

де  - задане важелем управління значення нормального перевантаження в усталеному режимі польоту. Тоді передаточне число K_xв може бути розраховане за формулою:

   .              (7.40)

При цьому показник поздовжньої статичної керованості , з урахуванням зміни показника  еквівалентної передаточ­ної функції “літак + автомат стійкості” (рис. 7.17) не змінюється:

.

Тут K_xв  визначається з (7.40), а    із (7.35).

Вплив автомата стійкості із законами управління (7.33), (7.39) на якість перехідного процесу з нормального перевантаження при східчастому відхиленні важеля управління показаний на рис. 7.18, а при дії східчастого моментного збурення на рис. 7.19.

Із графіків видно, що автомат стійкості із законом управління (7.39), зберігаючи статичні характеристики керованості, підвищує швидкодію управління, а при дії збурень аналогічно автомату стійкості із законом управління (7.33) покращує статичну стійкість літака з перевантаження. Для забезпечення постійності динамічних характеристик контура управління при зміні режимів польоту передбачається коректування передаточних чисел автомата стійкості залежно від параметрів польоту.

Оскільки автомат стійкості декілька погіршує демпфірування кутових рухів  , то доцільно здійснювати комплексну корекцію статичних і динамічних характеристик стійкості та керованості. До того ж автомат поздовжньої стійкості із законом типу (7.39) дозволяє коректувати програму АРУ як окремого засобу. Але ці задачі виконують вже інші засоби комплексної корекції стійкості та керованості: автомати поздовжнього та бічного управління, які розглядаються в наступних главах.