Схемотехника резервных гидромеханических систем управления полетом

Московский государственный технический университет
имени  Н.Э. Баумана

В.М. Фомичев

СХЕМОТЕХНИКА РЕЗЕРВНЫХ
ГИДРОМЕХАНИЧЕСКИХ СИСТЕМ
УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ

 Рекомендовано редсоветом МГТУ им. Н.Э. Баумана
в качестве учебного пособия
по курсу «Современные проблемы проектирования гидроприводов»

М о с к в а
Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана
2 0 0 6

УДК 629.7.02
ББК  39.52
          Ф76

Рецензенты: О.Ф. Никитин, В.А. Челышев

Фомичев В.М.   
Схемотехника резервных гидромеханических систем
управления полетом: Учеб. пособие. –  М.:  Изд-во МГТУ
им. Н.Э. Баумана, 2006. – 28 с.: ил.

В учебном пособии изложены материалы, отражающие опыт авиационной промышленности в области разработки резервных гидромеханических систем управления полетом самолетов разных типов. Рассмотрены
вопросы схемотехники многоканальных систем рулевых гидроприводов,
особенности гидроприводов, связанные с защитой от возмущающих воздействий и работой в составе систем управления полетом аэродинамически
неустойчивых самолетов.
Для студентов старших курсов специальности «Гидромашины, гидроприводы и гидропневмоавтоматика» и других машиностроительных специальностей.
Ил. 13. Библиогр. 4 назв.

                                                                                                                     УДК 629.7.02
                                                                                                          ББК 39.52

Учебное издание

Владимир Михайлович Фомичев

Схемотехника резервных гидромеханических систем
управления полетами

Редактор Е.К. Кошелева
Корректор Л.И. Малютина
Компьютерная верстка О.В. Беляевой

Подписано в печать  28.08.2006.  Формат 60×84/16. Бумага офсетная.
Печ. л. 1,75. Усл. печ. л. 1,63. Уч.-изд. л. 1,45. Изд. №  57. Тираж 100 экз.
 Заказ
Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана.
105005, Москва, 2-я Бауманская, 5

 © МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2006

Ф76

1. ГИДРОПРИВОД В АВТОМАТИЗИРОВАННЫХ

СИСТЕМАХ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ

    Система  управления  полетом  современного  самолета

представляет собой сложный комплекс электронных, электрических, гидравлических и механических устройств, в совокупности
обеспечивающих выполнение полета в задаваемом летчиком режиме, необходимые характеристики устойчивости  и  управляемости  самолета,  стабилизацию  установленных летчиком режимов,
программное автоматическое управление [1].

Исполнительной частью такой комплексной системы являются

гидроприводы рулевых аэродинамических поверхностей самолета,
которые непосредственно осуществляют отклонение этих поверхностей по командам летчика и сигналам автоматических систем
самолета. Блок-схема замкнутого контура управления полетом самолета показана на рис. 1, где 1 – сигнал заданной программы полета;  2 – летчик;  3 – перемещение рычагов управления;  4 – датчик положения;  5 – электродистанционная система управления
(ЭДСУ);  6 – электронная часть ЭДСУ;  7 – электрогидравлический
рулевой привод (ЭГРП);  8 – электронная часть ЭГРП;  9 – рулевой
агрегат (PA) ЭГРП;  10 – перемещение выходного органа РА
ЭГРП;  11 – аэродинамическая рулевая поверхность;  12 – угол отклонения рулевой поверхности;  13 – самолет;  14 – параметры полета;  15 – автоматы устойчивости и управляемости;  16 – автоматические системы управления.

В качестве силовых приводов, перемещающих аэродинамиче
ские рули, на самолетах прежних поколений наиболее часто применялись гидромеханические следящие приводы (бустеры), управляемые пилотом c помощью механической проводки. На современных 
и 
перспективных 
самолетах 
все 
более 
широкое

применение находят электрогидравлические рулевые приводы в
составе электродистанционных систем управления.

Система управления состоит из четырех замкнутых контуров

(I–IV), каждый из которых позволяет решить специфические задачи в условиях непрерывного взаимного действия. Перемещая рычаги, летчик управляет посредством ЭДСУ параметрами полета в
соответствии с заданной программой. Обратная связь в контуре I
реализуется по физиологическим ощущениям летчика. Необходимые запасы устойчивости и качество управления обеспечиваются
соответствующими автоматами, замыкающимися в электронной

части ЭДСУ (контур II). Программное автопилотирование, ограничение критических режимов полета и ряд других функций обеспечивают автоматические системы, получающие сигналы программы полета и фактические параметры полета (контур III).

2. РЕЗЕРВИРОВАНИЕ – МЕТОД ОБЕСПЕЧЕНИЯ

НАДЕЖНОСТИ УПРАВЛЕНИЯ

В комплексных системах управления полетом современных

самолетов предъявляются весьма высокие требования по обеспечению надежности управления. Нормы надежности зависят от
функциональной значимости  системы  для  безопасности  полета.
Для  систем,  полный  отказ которых недопустим по условиям
обеспечения безопасности полета, вероятность отказа должна быть

менее 
7
2,3 10−
⋅
 на час полета [3].

Использование расчетных методов оценки надежности на этапе

разработки систем управления полетом может дать только ориентировочную оценку вследствие неопределенности данных по
надежности отдельных, как правило вновь разработанных, элементов. Проведение расчетов целесообразно прежде всего для установления «слабых» в отношении надежности элементов, надежность которых надо повышать.

Повышение надежности конкретных элементов функциональ
ной схемы системы ограничено физическими принципами их работы, реальными условиями эксплуатации и габаритно-массовыми
характеристиками. В связи с этим эффективным средством повышения надежности управления и безопасности полета при отказах
в функционально значимых системах самолетов является резервирование (дублирование) трактов управления.

Число каналов управления в системе, или степень резервиро
вания, зависит от уровня требований по надежности, которые в
реальных разработках задаются в форме допустимых количества и
видов отказов. Чем большее количество отказов допускается при
сохранении работоспособности системы, тем выше кратность резервирования. В частности, для критических аэродинамических
рулей высокоманевренных самолетов необходимо сохранять работоспособность приводов после двух последовательных электрических или последовательных электрического и гидравлического отказов. Поэтому такие приводы, как правило, имеют четыре электрических и два гидравлических тракта управления.

Рис. 1

Резервированные системы управления включают в себя подсис
темы встроенного контроля, которые непрерывно с момента включения системы в работу контролируют все необходимые ее внутренние и внешние параметры. При возникновении локального отказа подсистема контроля идентифицирует его и вырабатывает
команду на реконфигурацию функциональной схемы, обеспечивающую сохранение работоспособности. Система  управления  работает   в режиме накопления  (адсорбции) локальных отказов до
появления последнего допустимого (критического) отказа. После
этого подсистема встроенного контроля должна перевести систему
в отказобезопасное состояние, при котором она не будет препятствовать выполнению режима полета в условиях после критического
отказа. Одним из возможных таких условий является пилотирование самолета с помощью аварийной системы управления.

3. ОСОБЕННОСТИ РАБОТЫ РУЛЕВЫХ ГИДРОПРИВОДОВ

АЭРОДИНАМИЧЕСКИ НЕУСТОЙЧИВЫХ САМОЛЕТОВ

В целях повышения летно-технических характеристик самоле
ты последних поколений выполняются в малоустойчивых и неустойчивых аэродинамических компоновках. Степень аэродинамической устойчивости самолета определяется взаимным расположением центра масс самолета и его аэродинамического фокуса
(точка приложения равнодействующей всех дополнительных сил,
действующих на самолет при изменении положения его продольной оси). Если аэродинамический фокус располагается за центром
масс в направлении полета – самолет статически устойчив. Если
фокус и центр масс совпадают – самолет статически нейтрально
устойчив. Если фокус располагается впереди центра масс – самолет статически неустойчив [2].

Уменьшение запасов статической устойчивости и компоновка

самолета с отрицательными запасами устойчивости обеспечивают
повышение управляемости, экономию топлива вследствие повышения летно-технических характеристик, экономию мощности,
потребляемой рулевыми гидроприводами, уменьшение габаритов
и массы приводов.

Однако улучшение важных характеристик самолета при

уменьшении запасов аэродинамической устойчивости сопровождается обострением проблемы его стабилизации в пространстве с
помощью системы управления полетом. Летчик как элемент кон

тура регулирования (контур I на рис. 1), вследствие ограниченности в скорости физиологических реакций не в состоянии обеспечить устойчивость этого контура. Задача обеспечения устойчивости решается в контуре II автоматической системой без участия
пилота.

При аэродинамически неустойчивой компоновке самолета

вследствие наличия нелинейных характеристик в элементах контура II (например, зоны нечувствительности в рулевом электрогидравлическом приводе) автоматическая система на некоторых
режимах полета не может обеспечить абсолютной устойчивости, а
ее работа направлена на ограничение амплитуды автоколебаний в
заданных границах [3].

Существующие нормы пилотирования жестко ограничивают

величины допустимых автоколебаний параметров полета самолета. В частности, по перегрузке (отношению фактического ускорения к ускорению свободного падения) в канале тангажа сверхзвукового самолета допускаются автоколебания с амплитудой не
более 0,02...0,05 [3]. Бóльшие амплитуды ухудшают  физиологические ощущения летчика  и  уменьшают  возможность  выполнения
целевой задачи.

В процессе стабилизации аэродинамически неустойчивого са
молета ЭГРП работает при амплитудах движения выходного органа (штока силового гидроцилиндра) в десятые и сотые доли одного
процента от максимального хода. При этом его частотные характеристики должны обеспечивать качество управления в контуре II
на рис. 1.

Например, в типовом ЭГРП высокоманевренного самолета с

показателем отрицательной устойчивости 
cy
0,1
z
m
=
при амплитуде

входного сигнала 0,1 % от максимального значения фазовый сдвиг
на частоте 1 Гц не должен превышать 27° , а увеличение амплитуды в рабочем диапазоне частот до 2 Гц не должен превышать
1,5 дБ. В реальных приводах такого типа зона нечувствительности
практически отсутствует.

Обеспечение высокого быстродействия при малых амплитудах

входных сигналов (высокой динамической чувствительности)
должно достигаться в ЭГРП одновременно с очень жесткими требованиями по надежности управления, в соответствии с которыми
приводы выполняются многоканальными. В таких приводах необходимо обеспечивать снижение взаимонагружения совместно работающих силовых трактов до уровня, исключающего появление

зоны нечувствительности, при наличии которой происходит
ухудшение динамической чувствительности. Проблема ухудшения
быстродействия вследствие взаимонагружения каналов управления характерна для функциональных схем ЭГРП, в которых несколько каналов работают одновременно.

При использовании функциональных схем ЭГРП, основанных

на принципе замещения, при котором отказавший канал отключается системой контроля, а в управление включается резервный
канал, особенно важно обеспечить высокую скорость процесса
замещения. В зависимости от степени аэродинамической неустойчивости самолета длительность процесса реконфигурации функциональной схемы привода может быть разной. При указанном

выше показателе отрицательной устойчивости  
cy
0,1
z
m
=
 это вре
мя ограничено сотыми долями секунды.

4. ВОЗДЕЙСТВИЕ ПОМЕХ НА РАБОТУ

ГИДРОПРИВОДОВ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ

И МЕТОДЫ БОРЬБЫ С НИМИ

Преобразование сигналов в линиях связи ЭГРП сопровождает
ся неизбежными механическими, гидравлическими, электрическими и электромагнитными явлениями, воздействия которых в
конечном счете приводят к нежелательным изменениям самих
сигналов и характеристик их преобразования. Эти явления в общем случае можно рассматривать как возмущающие    воздействия
(помехи), вызывающие ухудшение характеристик ЭГРП, а в критических условиях приводящие к полному отказу системы управления полетом.

Защита от возмущений наиболее сложно реализуется в ЭГРП

аэродинамически неустойчивых самолетов, так как, обладая высокой динамической чувствительностью к полезному управляющему
сигналу, они также чувствительны и к возмущающим сигналам.

В зависимости от расположения источники возмущающих воз
действий на ЭГРП можно классифицировать как внутренние, находящиеся в приводах, и как внешние, находящиеся вне приводов.

Обеспечение защиты гидравлических рулевых приводов от от
рицательных последствий возмущающих воздействий является
одной из наиболее сложных составляющих задачи проектирования
при разработке приводов. Методы защиты – это совокупность
схемно-технических и конструктивно-технологических приемов,

направленных на предотвращение проникновения в приводы
внешних возмущающих воздействий, исключающих возникновение внутренних возмущающих воздействий, уменьшающих негативные последствия в случаях неизбежности предотвращения возмущений.

Внутренние возмущающие воздействия являются следствиями

нестационарных режимов течения рабочей жидкости в проточнорегулирующих устройствах приводов, температурной деформации
конструктивных элементов и взаимовлияния электромагнитных
цепей приводов. Внутренние возмущения после выяснения их физической природы при проектировании систем управления эффективно устраняются рациональным конструированием [4].

Внешние возмущающие воздействия возникают вследствие пе
ременности условий гидропитания приводов, широкого эксплуатационного диапазона температур рабочей жидкости, интенсивных механических вибраций, характерных для летательных аппаратов.

Наибольшее влияние на работоспособность приводов оказы
вают внешние электромагнитные воздействия естественного и искусственного происхождения, в критических условиях приводящие к полному отказу системы управления. К числу естественных
электромагнитных воздействий относится удар молнии. Необходимость полетов в грозовых условиях диктуется рядом обстоятельств, одним из которых является экономическая целесообразность. К числу искусственных воздействий относятся ядерный
взрыв, 
воздействия 
радиолокационных, 
мощных 
радио
передающих и специальных лучевых установок.

Чувствительность к электромагнитным помехам в ЭДСУ с

ЭГРП повышается последствие следующим причинам.

1. На современных самолетах суммарная протяженность элек
трических линий связи между силовыми рулевыми агрегатами
ЭГРП, стоящими в непосредственной близости к аэродинамическим рулям, и их электронной частью, расположенной в непосредственной близости к летчику, может достигать нескольких тысяч
метров. Эти линии играют роль приемных антенн для электромагнитных возмущений.

2. Наблюдается тенденция к уменьшению уровня информаци
онного электрического сигнала в линиях связи.

3. Увеличивается  число  неметаллических  (композиционных)

элементов самолетов, что приводит к уменьшению эффекта экранирования электрических линий.

Задача защиты ЭДСУ с входящими в них рулевыми приводами

от внешних электромагнитных воздействий решается в нескольких
направлениях.

Предельное упрощение функциональных систем обеспечивает

уменьшение суммарной длины электрических линий связи в приводах. Еще одним способом уменьшения длины линий является
выполнение привода с размещением электронных устройств непосредственно на силовом гидроагрегате. Такие приводы называют
«интеллектуальными».

Уменьшить негативное влияние электромагнитных воздейст
вий можно, заменив электрические линии связи волоконнооптическими. Однако при этом существенно усложняется функциональная схема ЭГРП, так как в ней появляются автономные
гидроэлектрические источники питания, необходимые для работы
встроенной в гидроагрегат электронной части привода.

Радикальным методом защиты от электромагнитных помех яв
ляется полное исключение электрических устройств из системы
управления на основе разнородного резервирования. В соответствии с этим резервный (аварийный) канал управления выполняется
с использованием неэлектродистанционного, а  другого способа
(рода) передачи информационного сигнала. Принимают, что резервный канал управления включается после полного отказа многоканально резервированной ЭДСУ и работает при минимальном
уровне пилотажных характеристик, обеспечивающим аварийную
посадку самолета.

Комплексные системы управления полетом аэродинамически

неустойчивых самолетов основываются на общем принципе, что
полный отказ многоканальной ЭДСУ является расчетным случаем,
а управление должно осуществляться от аварийной системы. Помимо сильных электромагнитных воздействий причинами полного
отказа ЭДСУ могут быть потеря электропитания во всех каналах,
ошибки в математическом обеспечении и отказы в аппаратных
средствах.

5. ГИДРОМЕХАНИЧЕСКАЯ СИСТЕМА

ДИСТАНЦИОННОГО ШТУРВАЛЬНОГО УПРАВЛЕНИЯ

Принцип разнородного резервирования был реализован в ком
плексных  автоматизированных  штурвальных  системах  управления  полетом транспортного самолета в каналах тангажа, курса и
крена. Упрощенная схема системы управления показана на рис. 2,