14. Автопилот должен обеспечивать работу в режимах демпфирования, управления и стабилизации основных параметров полета.
15. Желательно оборудование вертолета съемным кислородным оборудованием для обеспечения работы экипажа на высотах, близких к динамическому потолку.
16. Количество топлива должно обеспечивать время работы между заправками не менее 2,5 часа с 30-минутным запасом топлива без использования подвесных баков.
17. Вертолет необходимо оборудовать СПУ с повышенным качеством слышимости, так как на первоначальном этапе обучения курсант испытывает трудности с организацией распределения внимания.
18. Для эффективного обучения курсантов вертолет должен обладать соответствующими техническими характеристиками (см. таблицу).
Разумеется, все изложенные требования отражают специфически эксплуатационные взгляды. Реальные технические решения неизбежно станут компромиссом между требованиями конструирования, технологии и эксплуатации.
Зав. кафедрой Сызрансного ВВАУЛ к. т. н. И.К. Тощигин
Взлетная масса вертолета 1800- 2800 кг
Грузоподъемность не менее 500 кг
Максимальная скорость не менее 250 км/ч
Потолок статический не менее 2500 м
Потолок динамический не менее 4500 м
Продолжительность полета не менее 2.5 ч
Дальность полета не менее 400 км
Угол крена не менее 60 0
Угол тангажа не менее 50 °
Угловая скорость вращения не менее 30 °/с
Время приемистости двигателя не более 6 с
Эксплуатационный диапазон нормальной перегрузки 0.5 – 2,5
Обзор развития систем управления
В начале развития авиации системы управления летательных аппаратов (ЛA) представляли собой простые механические устройства, соединяющие рычаги управления с управляющими поверхностями.
Однако вскоре возникли идеи об облегчении работы пилота, воплощением которых стал автопилот. Автопилот на самолете с помощью рулевых машин (РМ) перемещает рычаги управления «вместо» пилота (это называется параллельным включением РМ). При включенном автопилоте пилот может управлять самолетом только с помощью миниатюрных ручек-верньеров на пульте управления автопилота.
С увеличением полетного веса и скорости полета стали сильно возрастать усилия, потребные для перемещения рулен самолета. Это привело к созданию гидроусилителей – устройств, с помощью которых пилот управляет машиной, перемещая только входной элемент с очень малым усилием, а усилия на рулях воспринимаются силовой частью. Для питания силовой части применяются гидросистемы с высоким давлением рабочей жидкости. В тех случаях, когда управление самолетом невозможно без гидроусилителей, требуется резервирование (обычно дублирование) гидросистем и гидроусилителей.
Аналогичный путь развития прошли и системы управления вертолетов. Усилия на рычагах управления вертолетов с полетным весом выше 3000 кг стали такими большими, что полет без гидроусилителей стал невозможен.
С появлением реактивной авиации выяснилось, что некоторые самолеты имеют недостаточное демпфирование по рысканию. Так появились демпферы автоматические системы, отклоняющие путевое управление пропорционально угловой скорости рыскания, что придаст самолету увеличенное (искусственное) демпфирование. РМ демпфера рыскания встраивается в управление как «раздвижная тяга» (это называется последовательным включением РМ). При таком включении РМ должна иметь ограниченный ход (примерно 10…20% от полного хода управления) с тем, чтобы обеспечить возможность ручного управления при отказе демпфера, а также уменьшить «рывок» управления при резком уходе РМ на упор. Демпферы рыскания впервые появились на тяжелых самолетах с гидроусилителями в системе управления. Поэтому последовательные РМ выполнялись в виде маломощных электромеханических «раздвижных тяг», воздействующих не на рули непосредственно, а на входной элемент гидроусилителя.
Вертолеты появились позже самолетов. и поэтому на них автоматизация управления происходила с учетом самолетного опыта. Выяснилось, что вертолет прежде всего нуждается в увеличении демпфирования но тангажу,++ по крену, а также и по рысканию. Первыми практически использовавшимися автоматическими системами для вертолетов (если не считать первых неудачных автопилотов с параллельными РМ) явились демпферы тангажа, крена и рыскания с параллельными РМ. Следующим шагом было создание вертолетных автопилотов с последовательными РМ, которые давали не только увеличение демпфирования вертолета по трем осям, но и стабилизацию заданных углов тангажа, крена и курса. В частности, таким явился первый серийный автопилот АП-34Б для вертолета Ми- 8.
Такой автопилот с одними только последовательными РМ имеет недостаток: пилот должен вмешиваться в управление при уходе РМ на упор и постоянно заботиться о центрировании РМ. При дальнейшем развитии вертолетных автопилотов вместе с последовательными РМ стали применяться и параллельные в виде триммерных электромеханизмов. Они перемещают рычаги управления, освобожденные нилотом, в пределах полного хода, но через загрузочную пружину и с малой скоростью (полный ход управления за 15…20 с). Это даст возможность нилоту вмешиваться в управление без каких-либо предварительных действий при необходимости изменения траектории полета, а также для парирования отказа автопилота или параллельной РМ. Последовательные РМ стали выполняться дублированными для повышения надежности и безопасности при отказе.
Параллельно развивались системы управления самолетов. На истребителях с широким диапазоном скоростей и высот полета появились демпферы не только но рысканию, но и по тангажу и крену. Возникла необходимость улучшить управляемость самолета на различных режимах полета. Поэтому демпферы стали «обрастать» дополнительными функциями: в них стали использоваться сигналы перегрузки, угла атаки и др. Эти системы стали называться «автоматами устойчивости» или «системами улучшения устойчивости» (СУУ). При применении на самолетах гидроусилителей стало необходимо создавать искусственные усилия на рычагах управления, зависящие от скорости полета, перегрузки и др. Для этого применяются специальные РМ. создающие усилия на рычагах управления.
Кроме СУУ на самолетах всегда имеются автопилоты с параллельными РМ, служащие для стабилизации режима полета, наведения при стрельбе или при заходе на посадку и т.п.
Таким образом, к настоящему времени системы управления самолетов и вертолетов перестали быть простыми механическими устройствами и превратились в сложные комплексы механических, гидравлических и электрических систем, обеспечивающих кроме ручного управления ЛA еще и выполнение функций улучшения устойчивости и управляемости, стабилизации режима полета и управления траекторным движением ЛА.
Система управления современного вертолета кроме механической проводки включает в себя гидроусилители, гидросистемы, последовательные и параллельные РМ автопилота. Еще более сложна система управления самолета, в которой, кроме того, имеются устройства для искусственного создания усилий на рычагах управления. В ряде случаев на самолете имеются также такие специфические устройства управления как система предотвращения флаттера и т.п.
Крайняя и все возрастающая сложность систем управления самолетов уже приводила конструкторов к мысли об их замене единой системой, в которой сложные связи между рычагами управления, датчиками и между управляющими поверхностями формировались бы электрическим путем, а исполнительными устройствами были бы электрогидравлические агрегаты управления. Уже в конце 1960-х гг. в ряде стран появились экспериментальные самолеты с такой полностью электрической системой дистанционного управления (СДУ).
Видимо, наиболее существенным фактором, ускорившим развитие СДУ, явились идеи о снижении статической устойчивости самолета. Реализация этой идеи давала существенные выгоды: уменьшались размеры стабилизатора, он становился несущим (т.е. создавал не отрицательную, как на устойчивых самолетах, а положительную подъемную силу); полетный вес самолета уменьшался приблизительно на 10%. Однако пилотировать статически неустойчивый самолет вручную. без СУУ в продольном направлении (с введением искусственного демпфирования и устойчивости по перегрузке) практически невозможно. Таким образом, СУУ должна была быть практически безотказной (с вероятностью отказа не выше, чем для обычных механических систем управления: 10-7 10-8 за один час полета.). Это при существующем уровне техники можно обеспечить лишь при четырехкратном резервировании каналов управления.