Система автоматической балансировки турбовинтового самолета с отказом двигателя Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

2009

НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность

№ 138

УДК 629.07.73

СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОЙ БАЛАНСИРОВКИ ТУРБОВИНТОВОГО САМОЛЕТА С ОТКАЗОМ ДВИГАТЕЛЯ

О.В. КРУГЛЯКОВА, Г.М. ЦИМБАЛЮК, В.Г. ЦИПЕНКО

Представлено обоснование необходимости автоматической системы парирования отказа двигателя и алгоритм автоматической системы балансировки самолета с отказавшим двигателем

Особенностью аэродинамических характеристик турбовинтовых самолетов является наличие коэффициентов влияния обдува винтами крыла - Асу, Асх и Аш2. В случае отказа двигателя наиболее существенное влияние на устойчивость и управляемость самолета оказывают путевой Ашуобд и поперечный моменты АшХобд. Коэффициенты путевого и поперечного моментов с отказавшим двигателем вычисляются следующим образом:

шу(а, Р, 5з Вобд) Шу (а, Р, 5з) Р + Ашу без отк(а, Р, 5з Вобд) +

+ Ашу отк(а, Р, 5з Вобд) + ся(У, Н, аруд) •Zдв; шx(а, P, §з ВОБД) = шРх (а, P, 5з>Р + Ашх без отк(а, P, §з ВОБД) +

+ Ашх отк(а, P, §з ВОБД) + Ашх отк(а, §з BОБД),

где шву (а, Р, 5з), швх (а, Р, 5з) - основные коэффициенты путевой и поперечной устойчивости без учета работы силовой установки; Ашу без отк(а, Р, 5з, ВоБд); Ашх без отк(а, Р, 5з, ВоБд) - влияние обдува на путевую и поперечную устойчивость при симметричной работе силовой установки; Ашу отк(а, Р, 5з, ВоБд) - изменение путевой устойчивости при отказе одного двигателя (рис. 1); ся(У, Н, аРУд) - коэффициент тяги работающего двигателя; 2дВ - относительное плечо двигателя; Ашх отк(а, 5з, ВоБд) - коэффициент кренящего момента при отказе двигателя (рис. 2).

Величина суммарного коэффициента путевого момента шу(а, Р, 5з, ВоБд) показана на рис. 3.

Темп развития возмущающих моментов определяется также темпом падения тяги после отказа двигателя.

Система автоматической балансировки при отказе двигателя должна:

- обеспечить выполнение требований к углу крена через 5 с после отказа критического двигателя при взлетной тяге на режимах прямолинейного полета самолета во взлетной конфигурации на скоростях полета У; > 1,3 У8;

- облегчить летчику пилотирование самолета при полете с отказавшим двигателем.

На рис. 4 показана величина крена через 5 с после отказа двигателя без вмешательства летчика в управление и без автоматики, из которого видно, что углы крена значительно превышают допустимые 30°.

У самолетов без обдува планера силовой установкой кренящий момент возникает из-за скольжения, вызванного путевым моментом от несимметричной тяги Ашх отк = швхр, который целесообразно парировать отклонением руля направления. Особенностью турбовинтового самолета является достаточно большой прирост подъемной силы при обдуве крыла винтами двигателями, при отказе одного из них возникает значительный кренящий момент из-за разницы подъемных сил на консолях крыла, поэтому только рулем направления парировать этот момент нельзя. Для парирования кренящего момента можно использовать ступенчато отклоняющиеся интерцепторы.

Исполнительными органами системы автоматического парирования отказа двигателя на самолете могут быть интерцепторы и руль направления, причем интерцепторы могут отклоняться только на фиксированный угол.

Ь, град

Ь, град

Рис. 1. Изменение путевой устойчивости при отказе двигателя

а град

Рис. 2. Коэффициент кренящего момента при отказе двигателя

Р, град

Рис. 3. Коэффициент путевого момента самолета при отказе двигателя

60

Рис. 4. Крен на 5-й секунде после отказа двигателя без вмешательства летчика в управление

и без автоматики

Для отклонения интерцепторов при отказе двигателя необходимо, чтобы закрылки были во взлетном или посадочном положениях, двигатели на взлетном режиме, крен превысил заданное значение и из системы управления двигателем поступил сигнал об отказе, например, сигнал на автоматическое флюгирование винтов.

Возможны два варианта начальной (до отказа) балансировки самолета:

- в наборе с постоянной скоростью ((ёУ/ё1:)0 = 0);

- в горизонтальном полете ((ёН/ё1:)0 = 0).

В первом варианте отказ двигателя сопровождается значительным падением скорости, и значит, ростом кренящего момента за счет роста ВОБд. Во втором варианте скорость практически не падает, поэтому уг=5с меньше.

Определим максимально возможное время задержки после отказа двигателя (1:СРАБ) и пороговое значение крена (уСРАБ) для отклонения интерцепторов без дополнительного отклонения руля направления (рис. 5).

5 З = 20 0, в=20 т, VI = 1,3/ . = 220 кМч, (сЛ/Щ, = 0

Рис. 5. Угол крена на 5-й секунде при Д8иНт = 40°.

Теперь рассмотрим возможность использования автоматического отклонения руля направления совместно с интерцепторами. Изучены два варианта закона отклонения руля направления:

- ступенчатое отклонение на |Д5Н I = 10° (рис. 6);

- отклонение по сигналу Д5Н =Knz nZ (рис. 7).

В первом случае руль отклонялся одновременно с интерцепторами, во втором случае вводился дополнительный сигнал в демпфер рыскания, работающий постоянно.

0

5 ИНТ = 40

‘ CP® c

8_ = 20 O, G = 20 т, Vi = 1,3V S = 220 км/ч, (dV/dfl = 0

-1 0 о _ ИГ1 О

Рис. 6. Угол крена на 5-й секунде при Д5ИНТ = 40° и Д5Н = 10°

d З = 20 O, G=20 т, V = 1,3V S = 220 км/ч (cVdt)0 = 0

‘ а=АВ, С

1 САБ С

Рис. 7. Угол крена на 5-й секунде при Д8иНт = 40° и Д5Н = К№пг

Для различных вариантов автоматической системы на рис. 8 показан крен на 5-й секунде после отказа двигателя.

Р, град

ОЗ = 20 0, 0 = 20 т, V , = 220 км/ч, отказ 1 - го двигателя, усра6 = 2 0, = 1,4 с

20 18 16 14 12 й 10 р

^ 8 «О 6 4 2 0

0 -10 -20 го -30 р г

-40

"50---т~ § =400, Д8Н=10°, Кы = 0 \ ^

инт ’ Н ’ N2 N.

' О § =300, Д§и =00, К, = -60 \ '

инт ’ Н ’ N2 N. -42^0

-60^ § =400, Д§Н=00, KN = -60 1 1 ^ 1

0 инт Н Nz 5 6 7 8 9 10

10 “I-------------------------------------------

8 -

6: ь

- ~А »

4 -----

2 -

0 _ °О0°^оУс-тттгАтгт^*^

-2 -

“ .. ▼ т—'’’1—4-“Ч-Ч-1'

-4 - ..............

-6 —

-8 -

-10-----------------1——1——1——1——1——1——1——1——1——1—

0123456789 10

1, сек

Рис. 8. Переходные процессы после отказа двигателя при различных вариантах

автоматической системы

-

- 7

- \ ; ’ -

0 — О =3 инт 00, ДОН=С «0 - 0, KN = ’ N2 0 1/ / \ \\ к

* О =40 , АО, ,=0 , К = 0 инт ’ Н ’ N2 О =300, ДОи=100, К, = 0 инт ’ Н ’ N2 -т- О =400, ДОи=100, К, = 0 инт ’ Н ’ N2 0 О =300, ДОи=00, К, = -60 инт ’ Н ’ N2 О =400, ДОи=00, К, = -60 инт ’ Н ’ N2 4

4 х4

5 1 6 1 1 8 1 1 1 9 1

-

- Р

- —А—А—А—А

-

^вгвп5гб“Т тЛТг?г^~‘

- 0 0 5^г л"?'"- 0 о 0 О —•—*—в о о о о ■■•—- ,н

- ’гтгу-

- ~^т-т Т ’ г~^?^ґ*ґ.

-

-

- 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1

Таким образом, с помощью автоматической системы можно облегчить летчику задачу балансировки и не допустить попадания самолета в опасное пространственное положение.

STABILIZATION AUTOMATICALLY SYSTEM OF TURBOPROP AIRCRAFT

WITH BREAK OF ENGINE

Krugliakova O.V., Tcimbaluk G.M., Tsipenko V.G.

Represented results of research stabilization automatically system of turboprop aircraft with break of engine

Сведения об авторах

Круглякова Ольга Валентиновна, окончила МАИ им. С. Орджоникидзе (1988), кандидат технических наук, начальник отдела динамики полета в ОАО "Ил", автор более 30 научных работ, область научных интересов - динамика полета, математическое моделирование.

Цимбалюк Геннадий Михайлович, 1952 г.р., окончил МАИ им. С. Орджоникидзе (1975), ведущий инженер-конструктор в ОАО "Ил", автор более 20 научных работ, область научных интересов

- динамика полета, математическое моделирование.

Ципенко Владимир Григорьевич, 1938 г.р., окончил МЭИ (1961), доктор технических наук, профессор, заведующий кафедрой аэродинамики, конструкции и прочности ЛА МГТУ ГА, автор более 250 научных работ, область научных интересов - аэродинамика, динамика полета и летная эксплуатация воздушных судов.