Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Оценка современного состояния и путей развития электрогидравлических приводов летательных аппаратов .
Глава 2. Энергетические характеристики и параметры электрогидравлических следящих приводов .
2.1 Анализ действующих нагрузок на привод рулевой поверхности самолета и требуемых скоростей её перемещения .
2.2. Синтез энергетических параметров следящих гидроприводов .
- Оценка современного состояния и путей развития электрогидравлических приводов летательных аппаратов
- Анализ действующих нагрузок на привод рулевой поверхности самолета и требуемых скоростей её перемещения
- Синтез энергетических параметров следящих гидроприводов
Оценка современного состояния и путей развития электрогидравлических приводов летательных аппаратов
В соответствии с этим амплитуда Апр на резонансной частоте выходной части привода (орган управления и упругость конструкции) может существенно уменьшиться. Соответственно уменьшится и величина полуоси эллипса V3. Таким образом, в этом проектном случае свойства упруго-массовой системы выходной части привода позволяют получить энергетический выигрыш. Как было указано выше, частоты, соответствующие максимумам зависимостей V3(co) и F3 (со) хотя и не совпадают, но часто располагаются близко. В этом случае можно выделить одну общую частоту вблизи обоих максимумов, где значения F3 и V3 незначительно отличаются от экстремальных F3 max и V3 max. При этом появляется возможность провести синтез энергетических параметров привода по единственному эллипсу нагрузки. Если же частоты экстремумов существенно расходятся, необходима оценка энергетики по семейству диаграмм нагружения с целью определения наихудшего сочетания.
Решение задачи оценки энергетических параметров привода для режима отработки гармонических колебаний целесообразно выполнять в 2 этапа: 1. Определение максимально возможных величин полуосей эллипса нагрузки V3 и F3 или их неблагоприятное сочетание. 2. Формирование предельной механической характеристики (ПМХ) по условиям охвата одного эллипса, или семейства эллипсов нагрузки. Последний из указанных этапов подразумевает, что определены не только значения V3 и F3, но величина силы Fc в выражении 2. 13 и, в общем случае, коэффициента вязкого трения h. На практике уровень вязкого трения в типовых законах нагружения невелик, и его можно не учитывать в большинстве случаев, вводя лишь некоторую небольшую поправку в вычисленные значения энергетических параметров. Если известны параметры V3, F3 , Fc, мощность нагружения, определяемая произведением текущих значений силы и скорости в каждой точке эллипса, имеет экстремум - максимум с координатами, как это показано в работе [24]:
Тогда Nm — F3Kc V3KC. В то же время максимум располагаемой мощности дроссельного гидропривода на плоскости механической характеристики Nmzx = 0.385FmaxFmax соответствует F = - Fmax [23, 26].
Тогда целесообразно совместить точки максимумов Nm и Nmax на оси абсцисс, что соответствует касанию предельной механической характеристики и диаграммы нагружения в точке с моментом F3KC. Отсюда Максимальные значения силы и скорости, вычисленные по формулам (2.17 ), совпадают с полученными из условий минимизации площади под кривой предельной механической характеристики с одновременным ее касанием в одной точке эллипса нагрузки. Соотношения (2.17) определяют минимально возможные значения энергетических параметров, позволяющие приводу обеспечить воспроизведение заданного закона управления. На практике полученные значения параметров несколько увеличиваются, т.е. вводится определенный коэффициент запаса по мощности. В некоторых случаях может быть поставлена обратная задача энергетического синтеза - оценка предельных динамических возможностей спроектированного привода с известными значениями параметров Vmax, Fmax для режима отработки гармонических колебаний. Целью решения обратной задачи является определение фактической полосы пропускания (при заданной амплитуде) или максимально достижимой амплитуды - при указанной форме амплитудно-частотной характеристики привода (АЧХ). Дефицит мощности привода отрицательно сказывается на его быстродействии, в том числе в режиме отработки гармонических управляющих сигналов. Невыполнение условий охвата диаграмм нагружения предельной механической характеристикой означает работу приводов в режиме насыщения по скорости. Нелинейность типа "насыщение" по скорости является наиболее существенной с точки зрения влияния на динамику привода. Она обуславливает сокращение полосы пропускания при отработке гармонических входных в области относительно больших амплитуд управляющего сигнала, сопровождающееся резким возрастанием фазового запаздывания. Если принять частоту сйрез за предельную частоту, выше которой имеется крутой спад амплитудно-частотной характеристики, то максимально возможное значение вертикальной полуоси эллипса нагрузки равно
Анализ действующих нагрузок на привод рулевой поверхности самолета и требуемых скоростей её перемещения
В представленном выражении Сш - жесткость шарнирной нагрузки. Коэффициент тш существенно зависит от режима полета, конструктивных параметров рулевой поверхности и ряда других факторов. Следует отметить, что компоненты шарнирного момента тш определяются на ранних этапах проектирования привода путем «продувок» моделей самолетов и их рулевых поверхностей в аэродинамической трубе. Поэтому шарнирная составляющая нагрузки формируется в виде набора кривых зависимости шарнирного момента от скорости самолета и высоты его полета. В связи со смещением фокуса руля при изменении скорости полета, которая характеризуется числом М, для сверхзвуковых самолетов часто возникает явление перекомпенсации руля по шарнирному моменту на дозвуковой скорости полета (в этом случае указанный момент нагрузки направлен в сторону движения руля) и значительная недокомпенсация на сверхзвуковой скорости. Данное обстоятельство может быть учтено не только в величине и знаке F0, но также и в знаке Сш. Тогда выражение (2.2) запишется в виде: F =т v +F (у )±С (Н,М)У ±Fn. (2.2 ) сопр. If II піруу 1Г Шч уу II О
Здесь С,,, и F0 учтены проектировщиками привода абсолютными значениями шарнирного момента нагрузки. Для некоторых аэродинамических компоновок самолетов параметр mm при переходе от скорости, соответствующей 0,8М к 1,ЗМ может существенно увеличиваться. Анализ результатов экспериментальных исследований моделей маневренных самолетов и их рулевых поверхностей на различных режимах полета в аэродинамической трубе позволило существенно уточнить оценки реальных нагрузок, действующих на рулевые поверхности маневренных высокоскоростных самолетов [23. 24]. В качестве примера на рис.2.1,...рис.2.4 представлены экспериментальные зависимости шарнирного момента привода иельноповоротного вертикального оперения современного маневренного самолета с малой степенью статической устойчивости. На этих рисунках хорошо виден характер зависимости шарнирных моментов на рулевом приводе вертикального оперения от режимов полета, а также зависимости требуемых скоростей перемещения и углов отклонения рулевой поверхности при изменении режима полета. Аналогичные зависимости были получены и для других поверхностей маневренных самолетов. Кривые на рис.2.1 показывает экстремальный характер функции М„,(М), с ростом высоты полета максимумы сдвигаются в сторону больших значений числа М , что можно объяснить уменьшением плотности атмосферы по мере увеличения высоты Н. В области малых М (до 0,4) шарнирный момент существенно уменьшается, это указывает на полную компенсацию поворотного киля по шарнирному моменту, обеспечиваемую конструктивно. В этой области скоростей полета нагрузки, воздействующие на привод, определяются другими составляющими общего уравнения (2.2), в частности инерционной, а также силами трения. В зоне больших чисел М наблюдается некоторое уменьшение М,„ (рис.2.1) за счет снижения коэффициента тш на сверхзвуковой скорости (хотя скоростной напор увеличивается). Из анализа кривых, представленных на рис.2.2, 2.3 следует, что наибольшие значения ожидаемых скоростей перемещения рулей самолета и углов их отклонения имеют место в области малых дозвуковых скоростей полета. В этом режиме для самолетов с неустойчивой аэродинамической компоновкой требуется максимальная скорость перемещения выходных звеньев рулевых приводов, для обеспечения устойчивости контура
Экспериментальная зависимость потребного шарнирного момента (Мш) вертикального оперения типового маневренного самолета от скорости полета (М) при различной высоте полета (Н). управления самолета с системой улучшения его устойчивости и управляемости. Эта зона больших потребных скоростей перемещения рулей самолета смещается вправо с увеличением высоты полета. Указанная проблема обеспечения устойчивости контура самолета с неустойчивой аэродинамической компоновкой определяет требования к максимальным скоростям и углам перемещения рулевых поверхностей по всем каналам управления самолета и является общей для современных маневренных самолетов. На высоких скоростях полета вследствие возрастания общего скоростного напора и, следовательно, повышения эффективности рулей требуемые скорости перемещения рулей при максимальной эксплуатационной нагрузке уменьшаются до уровня 20-30% от максимальной скорости привода. Совмещение графиков на рис.2.1 и 2.2 для одинаковых значений М и Н дает возможность вычислить требуемую мощность привода, как произведение момента МП на угловую скорость перемещения рулевой поверхности. Эта зависимость представлена на рис.2.4. Представленная зависимость потребной мощности от режимов полета также имеет экстремум -максимум, смещающийся с увеличением высоты полета Н вправо (влияние плотности атмосферы). Этот фактор следует учитывать при выборе энергетических параметров привода. Кривые, представленные на рис.2.1 и рис.2.2, позволяют получить зависимости потребной скорости перемещения руля от момента нагрузки, как геометрическое место точек, соответствующих одинаковому значению числа М. Эти графики, представляющие собой набор потребных механических характеристик привода без учета инерционной составляющей нагрузки, приведены на рис.2.5. Следует отметить, что инерционная составляющая нагрузки для современных маневренных самолетов в диапазоне рабочих частот управления поверхностью мала. Указанные выше зависимости построены на плоскости механических характеристик привода и позволяют
Представленные на рис.2.5 графики определяют вид требуемой механической характеристики гидравлического привода. Очевидно, что энергетические параметры рулевого привода необходимо назначать исходя из наименее благоприятного сочетания скоростей и моментов нагрузки. На рис.2.5 таким сочетанием обладает зона больших высот (которая, в частности, вписывается в параболические кривые механических характеристик гидроприводов с дроссельным регулированием скорости). В общем случае шарнирная составляющая нагрузки является преобладающей и для рулевых приводов ракет класса «воздух-воздух», приводов рулевых поверхностей маневренных самолетов, приводов газовых рулей в системах управления вектором тяги ракетных двигателей, а также приводов рулевых поверхностей судов на подводных крыльях. Геометрическое место точек на плоскости механических характеристик, определяющих значения скоростей и действующих сил нагрузки в каждый момент полетного времени, задает диаграмму нагружения привода, а совокупность диаграмм для различных режимов полета летательного аппарата образует ряд рабочих зон, огибающая которых во многих проектных случаях может быть близка к гиперболической зависимости. Это означает, что режимы, требующие больших скоростей перемещения рулевых поверхностей (например, взлет и посадка) связаны с относительно малыми нагрузками на привод. И наоборот, полет со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме или с большой скоростью на малой высоте обуславливает большие нагрузки, но малые значения скорости движения выходного звена приводов. Огибающая кривая рабочих областей, характеризующихся определенными нагрузками и требуемыми скоростями перемещения выходного звена, представляет собой желаемую предельную механическую характеристику привода. Если придельная механическая характеристика привода выбрана правильно, она должна охватывать всю совокупность диаграмм нагружения в соответствующих рабочих зонах.
Синтез энергетических параметров следящих гидроприводов
Таким образом, в уравнении (2.2) составляющая шарнирной нагрузки ш запишется так: при этом постоянную составляющую F) можно объединить в расчетах с Fo. В представленном выражении Сш - жесткость шарнирной нагрузки. Коэффициент тш существенно зависит от режима полета, конструктивных параметров рулевой поверхности и ряда других факторов. Следует отметить, что компоненты шарнирного момента тш определяются на ранних этапах проектирования привода путем «продувок» моделей самолетов и их рулевых поверхностей в аэродинамической трубе. Поэтому шарнирная составляющая нагрузки формируется в виде набора кривых зависимости шарнирного момента от скорости самолета и высоты его полета. В связи со смещением фокуса руля при изменении скорости полета, которая характеризуется числом М, для сверхзвуковых самолетов часто возникает явление перекомпенсации руля по шарнирному моменту на дозвуковой скорости полета (в этом случае указанный момент нагрузки направлен в сторону движения руля) и значительная недокомпенсация на сверхзвуковой скорости. Данное обстоятельство может быть учтено не только в величине и знаке F0, но также и в знаке Сш. Тогда выражение (2.2) запишется в виде:
Здесь С,,, и F0 учтены проектировщиками привода абсолютными значениями шарнирного момента нагрузки. Для некоторых аэродинамических компоновок самолетов параметр mm при переходе от скорости, соответствующей 0,8М к 1,ЗМ может существенно увеличиваться. Анализ результатов экспериментальных исследований моделей маневренных самолетов и их рулевых поверхностей на различных режимах полета в аэродинамической трубе позволило существенно уточнить оценки реальных нагрузок, действующих на рулевые поверхности маневренных высокоскоростных самолетов [23. 24]. В качестве примера на рис.2.1,...рис.2.4 представлены экспериментальные зависимости шарнирного момента привода иельноповоротного вертикального оперения современного маневренного самолета с малой степенью статической устойчивости. На этих рисунках хорошо виден характер зависимости шарнирных моментов на рулевом приводе вертикального оперения от режимов полета, а также зависимости требуемых скоростей перемещения и углов отклонения рулевой поверхности при изменении режима полета. Аналогичные зависимости были получены и для других поверхностей маневренных самолетов. Кривые на рис.2.1 показывает экстремальный характер функции М„,(М), с ростом высоты полета максимумы сдвигаются в сторону больших значений числа М , что можно объяснить уменьшением плотности атмосферы по мере увеличения высоты Н. В области малых М (до 0,4) шарнирный момент существенно уменьшается, это указывает на полную компенсацию поворотного киля по шарнирному моменту, обеспечиваемую конструктивно. В этой области скоростей полета нагрузки, воздействующие на привод, определяются другими составляющими общего уравнения (2.2), в частности инерционной, а также силами трения. В зоне больших чисел М наблюдается некоторое уменьшение М,„ (рис.2.1) за счет снижения коэффициента тш на сверхзвуковой скорости (хотя скоростной напор увеличивается). Из анализа кривых, представленных на рис.2.2, 2.3 следует, что наибольшие значения ожидаемых скоростей перемещения рулей самолета и углов их отклонения имеют место в области малых дозвуковых скоростей полета. В этом режиме для самолетов с неустойчивой аэродинамической компоновкой требуется максимальная скорость перемещения выходных звеньев рулевых приводов, для обеспечения устойчивости контура
Рис.2.1 Экспериментальная зависимость потребного шарнирного момента (Мш) вертикального оперения типового маневренного самолета от скорости полета (М) при различной высоте полета (Н). управления самолета с системой улучшения его устойчивости и управляемости. Эта зона больших потребных скоростей перемещения рулей самолета смещается вправо с увеличением высоты полета. Указанная проблема обеспечения устойчивости контура самолета с неустойчивой аэродинамической компоновкой определяет требования к максимальным скоростям и углам перемещения рулевых поверхностей по всем каналам управления самолета и является общей для современных маневренных самолетов. На высоких скоростях полета вследствие возрастания общего скоростного напора и, следовательно, повышения эффективности рулей требуемые скорости перемещения рулей при максимальной эксплуатационной нагрузке уменьшаются до уровня 20-30% от максимальной скорости привода. Совмещение графиков на рис.2.1 и 2.2 для одинаковых значений М и Н дает возможность вычислить требуемую мощность привода, как произведение момента МП на угловую скорость перемещения рулевой поверхности. Эта зависимость представлена на рис.2.4. Представленная зависимость потребной мощности от режимов полета также имеет экстремум -максимум, смещающийся с увеличением высоты полета Н вправо (влияние плотности атмосферы). Этот фактор следует учитывать при выборе энергетических параметров привода. Кривые, представленные на рис.2.1 и рис.2.2, позволяют получить зависимости потребной скорости перемещения руля от момента нагрузки, как геометрическое место точек, соответствующих одинаковому значению числа М. Эти графики, представляющие собой набор потребных механических характеристик привода без учета инерционной составляющей нагрузки, приведены на рис.2.5. Следует отметить, что инерционная составляющая нагрузки для современных маневренных самолетов в диапазоне рабочих частот управления поверхностью мала. Указанные выше зависимости построены на плоскости механических характеристик привода и позволяют
