Результат интеллектуальной деятельности: Способ управления самолётом при выводе на большие углы атаки

Предлагаемое изобретение относится к способам управления самолетом при выводе на большие углы атаки, используемым при летных испытаниях или исследованиях.

Известны способы управления самолетом при выводе на большие углы атаки путем торможения в горизонтальном полете (см.: Котик М.Г., Павлов А.В., Пашковский И.М., Щитаев Н.Г. Летные испытания самолетов. - М.: Машиностроение, 1968. - Стр. 303-304) или торможения с заданным темпом, регламентируемым в соответствии с п. 25.103 АП-25 (см.: Авиационные правила. Часть 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории. - Межгосударственный авиационный комитет, 2009. - Стр. 19).

Недостатком указанных способов является то, что при их использовании возможно определение характеристик устойчивости и управляемости самолета только до углов атаки, соответствующих началу сваливания; более высокие углы атаки при этом не могут быть достигнуты.

Наиболее близким аналогом - прототипом является способ, при котором отклонением рычага управления по тангажу формируют управляющий сигнал на отклонение руля высоты на кабрирование. Указанный способ, заключающийся в динамическом выводе на максимально достижимый угол атаки, впервые осуществлен на самолете типа Су-27 с целью определения возможности расширения его маневренных характеристик, при этом цельноповоротный стабилизатор является функциональным аналогом руля высоты (см.: Блинов А.И., Гутник В.Б., Калибабчук О.Г., Симонов М.П. Особенности динамики самолета Су-27 при выполнении фигуры высшего пилотажа «кобра Пугачева». - Техника воздушного флота. - 1990. №2. - Стр. 61-63).

Недостатком указанного способа является то, что он неприменим к неманевренному самолету, продольное управление которого осуществляется с помощью руля высоты и подвижного стабилизатора.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является расширение диапазона углов атаки, на которые неманевренный самолет может выходить в процессе летных испытаний или исследований.

Поставленный технический результат достигается тем, что в способе управления самолетом при выводе на большие углы атаки, при котором отклонением рычага управления по тангажу формируют управляющий сигнал на отклонение руля высоты на кабрирование, одновременно с сигналом на отклонение руля высоты на кабрирование формируют сигнал на отклонение стабилизатора на кабрирование путем управления скоростью изменения угла его отклонения, тем самым выполняют торможение самолета до достижения заданной приборной скорости и перевод руля высоты в нейтральное положение, после чего фиксируют стабилизатор в достигнутом положении, а руль высоты повторно отклоняют на кабрирование и удерживают его в этом положении до выхода на заданный угол атаки, затем руль высоты переводят в нейтральное положение и отключают фиксацию стабилизатора.

На фиг. 1 показаны графики переходного процесса в продольном движении при реализации предлагаемого способа выхода неманевренного самолета на большие углы атаки. Обозначения параметров:

V_пр - приборная скорость;

α - угол атаки;

δ_в - угол отклонения руля высоты;

ϕ_ст - угол отклонения стабилизатора;

Н - высота полета.

Предлагаемый способ осуществляют следующим образом. В канале руля высоты используют традиционный закон управления без демпфера тангажа и функции ограничения угла атаки (см.: Бюшгенс Г.С., Студнев Р.В. Аэродинамика самолета: Динамика продольного и бокового движения. - М.: Машиностроение, 1979. - Стр. 252-258):

δв=K_{ш в}X_в

где:

Х_в - отклонение рычага управления по тангажу;

K_{ш в} - передаточный коэффициент.

Применительно к приводу стабилизатора считается, что он позволяет регулировать скорость изменения угла его отклонения как по знаку, так и по абсолютной величине. Такая скорость принимается пропорциональной отклонению рычага управления по тангажу от нейтрального положения:

.

Если требуется управление только с помощью руля высоты, летчик должен обнулить скорость изменения угла отклонения стабилизатора (за счет передаточного коэффициента ) вручную. Именно таким способом производят фиксацию стабилизатора в достигнутом положении.

Путем отклонения рычага управления по тангажу формируют управляющий сигнал на отклонение руля высоты на кабрирование и одновременно - сигнал на отклонение стабилизатора на кабрирование путем управления скоростью изменения угла его отклонения, причем то и другое - в соответствии с указанными принципами. При этом контролируют темп торможения и выход на заданное значение приборной скорости перед динамическим выводом на максимально достижимый угол атаки. После достижения заданного значения приборной скорости фиксируют стабилизатор в достигнутом положении и повторно отклоняют рычаг управления по тангажу на кабрирование, тем самым осуществляя динамический вывод на максимально достижимый угол атаки. Затем удерживают указанный рычаг в требуемом положении в течение промежутка времени, определяемого поставленной задачей, а далее производят уменьшение угла атаки до значения, соответствующего эксплуатационному диапазону. При таком уменьшении угла атаки фиксацию стабилизатора отключают в момент первой постановки (с некоторой задержкой) рычага управления по тангажу в нейтральное положение.

Все перечисленные действия отработаны путем моделирования на пилотажном стенде. В примере соответствующего переходного процесса, приведенном на фиг. 1, заданное значение приборной скорости перед динамическим выводом на максимально достижимый угол атаки было принято равным V_{пр зад}=240 км/ч. Для уменьшения потери высоты рычаг управления по тангажу удерживался в положении максимального отклонения на кабрирование до момента второго максимума угла атаки во время колебательного процесса при динамическом выводе. Кроме того, на графике отмечены следующие характерные значения угла атаки при динамическом выводе:

α_исх - исходное значение, соответствующее V_{пр зад} перед таким выводом;

α_уст - установившееся значение, полученное заранее при более продолжительном удержании рычага управления по тангажу (до полного затухания колебаний);

α_забр - значение, соответствующее максимальному забросу относительно α_уст при колебательном характере переходного процесса (о выражении «заброс по углу атаки» см.: Бюшгенс Г.С, Студнев Р.В. Аэродинамика самолета: Динамика продольного и бокового движения. - М.: Машиностроение, 1979. - Стр. 129-131).

Технический результат заключается в том, что использование предлагаемого способа управления самолетом при выводе на большие углы атаки позволяет расширить диапазон указанных углов в процессе летных испытаний или исследований за счет полного использования диапазона углов отклонения руля высоты на кабрирование, которое, в свою очередь, возможно за счет совместного управления рулем высоты и стабилизатором, позволяющего к началу динамического вывода на максимально достижимый угол атаки обеспечить постановку руля высоты в нейтральное положение.