CC BY
68
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГ И Том XVII / 986
№ 5
УДК 629.735.015.017 21/22/23
ВЛИЯНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК ЧУВСТВИТЕЛЬНОСТИ УПРАВЛЕНИЯ НА ОЦЕНКУ ЛЕТЧИКОМ УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТА
Л. Е. Зайчик, В. В. Родченко, П. М. Чернявский
С использованием результатов исследований на пилотажных стендах и литературных данных сформулирован критерий, позволяющий выбирать характеристики чувствительности управления самоле-
71 со
тов (характеристики типа Рву, Рэх и т. д.). Получено соотношение, приблизительно описывающее ухудшение оценок летчиком управляемости самолета (пилотажных оценок) по 10-балльной шкале при отклонении характеристик чувствительности от оптимальных. Показано, что отношение амплитуды усилий Ар, прикладываемых летчиком к рычагам управления, к соответствующей амплитуде угловой скорости Ат фазовой координаты на характерной частоте управления со* является примерно постоянной величиной при оптимальной чувствительности управления (Ар1Аю)ор1 = j40pt = const и не зависит от динамических характеристик самолета. Полученные результаты предлагается использовать при проектировании и доводке самолетов для выбора параметров системы штурвального управления.
Чувствительность управления, т. е. интенсивность реакции самолета на усилия, прикладываемые к рычагам управления, или на их перемещения, играет определяющую роль в формировании оценки летчиком управляемости самолета (пилотажная оценка). Поэтому характеристики чувствительности управления являются одними из основных характеристик управляемости.
Для характеристики чувствительности управления различных самолетов в настоящее время используют различные параметры. Чувствительность управления самолетов традиционной схемы
П со
обычно характеризуют расходами перемещений рычагов Хву, Хэх
П со
управления и прикладываемых к ним усилий Рву, Р9Х на единицу приращения установившихся значений нормальной перегрузки пу и угловой скорости крена в продольном и боковом каналах управления самолетом. Здесь и далее индексы „в“ и „э“ относятся к переменным в продольном (рули высоты) и поперечном (элероны) каналах управления соответственно. Для самолетов с нетрадиционными динамическими характеристиками, например, самоле-
тов вертикального взлета и посадки, а также в исследовательских целях используются и другие характеристики чувствительности управления: расходы усилий, прикладываемых к рычагам управления, и их перемещений, необходимые для создания единичного углового ускорения или перегрузки в начальный момент времени,
например Я“д0, Х^0, коэффициенты усиления в передаточных функциях самолета и другие [1—3].
Ниже исследуются общие для различных самолетов закономерности влияния характеристик чувствительности управления на пилотирование и разрабатывается критерий, позволяющий с помощью небольшого количества исходных эмпирических данных в широкой области динамических параметров самолета расчетным путем определить оптимальное значение характеристик чувствительности управления и оценить ухудшение управляемости при их отклонении от оптимальных значений.
1. Постановка эксперимента. Имеющиеся в литературе экспериментальные данные недостаточны для обоснования закономерностей и критерия, определяющих влияние характеристик чувствительности управления на управляемость самолета при различных его динамических характеристиках. Получить такие данные для различных задач пилотирования в рамках одной работы также не представляется возможным. В связи с этим в данной работе проведены широкие параметрические исследования влияния характеристик Р1У, ХУ на управляемость самолета для одной из самых ответственных, сложных и общих для всех самолетов задач пилотирования — задачи захода на посадку.
Экспериментальные исследования проводились на пилотажном стенде. Моделировалась задача захода самолета на посадку. Полет начинался на высоте Яй = 400 м при 'дальности от ВПП /.„ = 9 км и начальном боковом отклонении самолета от осевой линии ВПП Z0= 120 м. Задача летчика состояла в том, чтобы на высоте Н0 = 400 м устранить боковое смещение, захватить глиссаду и привести самолет по номинальной посадочной траектории до высоты Н = 30 м.
Движение самолета моделировалось согласно уравнениям [1. 2]:
«>г = М\ а + Щ <»г + МУ<х + /Сш Ж *» х„, Шг=м;*<»х+кэшм1*хэ, » = <«г,
»=а + 0, 0 = —а 4=-----------«_т,
Ц, ^0
1=У0, Й=У0В, 7 = а>,,
где а, &, 8, у и <]>— приращения углов атаки, тангажа, наклона траектории, крена и рыскания соответственно; ш2, шх — угловые скорости тангажа и крена; Н, Ь, Z — приращения высоты, дальности и бокового отклонения самолета; У0, «“—скорость полета и производная от перегрузки по углу атаки; Маг, УИ/, МІ, Мгв, Мхх,
Мх — производные от моментов сил, действующих на самолет; хв и хэ — перемещение рычага управления по тангажу и крену соответственно; Кш и Кш — коэффициенты передачи от рычагов управления по тангажу и крену к рулям высоты (8В) и элеронам (8Э) соответственно (ов = АГ^л:в, 8э = /СшА:э). Отклонение от номинальной посадочной траектории определялось согласно выражениям:
л // * г
^£гл ®гл г т » ^1г'
Ьо-1 “ Ц~Ь
где Дггл и ДеА— заданные номинальные углы посадочной прямой в вертикальной и горизонтальной плоскостях (егл = 2°40, £й = 0).
Летчик управлял самолетом в неподвижной кабине в одной части экспериментов штурвалом, а в другой — центральной ручкой управления с предварительным затягом + 1 кг и линейным законом их загрузки по перемещениям. При пилотировании летчик использовал показания пилотажных приборов. На экране перед летчиком воспроизводилось теневое изображение земли и неба с угловыми размерами +90°. Тем самым осуществлялась визуальная имитация угловых перемещений самолета,
В эксперименте варьировались характеристики продольной статической управляемости Р"у, Х"у, градиенты изменения усилий
по ходу рычага Рв, Рэ, параметр я“, скорость захода на посадку У0, недемпфированная частота ш0 и демпфирование 2£со0 продольного короткопериодического движения:
(!>•*
Ху __________0 рп у — Р* Хп у
в К1м1>пУ Р»У-Н»Х*У'
о= _ м\ - м\;«ZiJL, 2£о>0=- М/ - Mi +
Параметры Ми KmMs/ в эксперименте не изменялись: Му= 1с"1, КащМЪэ = 3 град/с2 мм.
Оценка управляемости Р/? (пилотажная оценка) самолета производилась летчиками по десятибалльной шкале типа шкалы Купера — Харпера [4].
2. Закономерности влияния на пилотажную оценку характеристик чувствительности управления. Рассмотрим сначала экспериментальные данные по влиянию характеристик чувствительности управления на пилотажную оценку самолета в различных условиях пилотирования. На рис. 1 ,а показана зависимость пилотажных оценок от величины Рпву при заходе на посадку, полученная с одним из летчиков в условиях эксперимента, описанного в предыдущем разделе. Каждая экспериментальная точка здесь представляет собой среднеарифметическое значение пилотажных оценок У*, РЩ1V, где N меняется от 11 до 22^, полученных
при повторении экспериментов в различном порядке в разные дни
Рис. 1
при одних и тех же динамических характеристиках самолета. На рис. 1 ,б помещены данные из работы [1] по зависимостям пилотажных оценок от чувствительности поперечного управления РЦ* для двух значений постоянной времени крена Тт . Эти и другие полученные в проведенных экспериментах и имеющиеся в литературе (см., например, [1—3]) зависимости пилотажных оценок от различных характеристик чувствительности управления, полученных для различных рычагов и каналов управления в различных задачах пилотирования самолетов с различными динамическими свойствами, показывают следующее.
Зависимости пилотажных оценок от характеристик чувствительности для различных условий пилотирования имеют примерно одинаковый вид (рис. 1). Для каждой конкретной ситуации существует достаточно широкий диапазон значений характеристик чувствительности управления, в котором оценки летчика близки к оптимальным и слабо зависят от величины этих характеристик. При отклонении величин характеристик чувствительности управления от этого диапазона пилотажные оценки резко ухудшаются.
Степень ухудшения пилотажных оценок при отклонении характеристик чувствительности управления от их оптимальных значений определяется величиной отношения этих характеристик к их оптимальным значениям (Р>/Р>ор1, Кх1РэоРу •••)■ При до-
статочно больших отклонениях величин характеристик чувствительности управления от их оптимальных значений ухудшение пилотажных оценок происходит приблизительно в соответствии с основным психофизиологическим законом Вебера — Фехнера [5]:
ДР/? = &1п
1 +
рп у
в ор1
Д Р/? = к 1п
1 4-
Л/\
р х Э Ор1
И Т. П.,
где А — знак приращения, константа.
Для приближенной оценки ухудшения управляемости во всем диапазоне отклонения характеристик чувствительности управления от их оптимальных значений предлагается использовать выражения вида
4РЯ = -7 1г* = -7 №Рэх1Р*эхорг и т. п.,
где ДРР — изменение оценок по 10-балльной шкале. Сопоставление оценок, рассчитанных согласно этому выражению, с оценками,
-----эксперимент
------расчет по соотношению №11=71$ Р?„УгЬ)
Рис. 2
полученными в эксперименте, дано на рис. 2. Следует иметь в виду, что эта расчетная зависимость отражает лишь общую тенденцию изменения пилотажных оценок при изменении характеристик чувствительности. В зависимости от конкретных условий пилотажные оценки могут несколько отклоняться от этой зависимости, как показано на рис. 2. Эти отклонения обусловлены индивидуальными особенностями летчика, характеристиками загрузки рычагов управления и другими факторами.
Проведенные экспериментальные исследования влияния на пилотажные оценки градиента загрузки рычага управления Р% показали следующее. Для управления самолетом летчику важны как усилия, прикладываемые к рычагам управления, так и их перемещения. При отсутствии перемещений рычагов управления (Х"у = 0, управление по усилиям) управляемость самолета снижается, хотя и остается удовлетворительной при соответствующих величинах Р”у и хороших динамических характеристиках самолета. Оптимальные градиенты загрузки рычага управления практически не зависят от динамических характеристик самолета и составляют величины, примерно Р£ОР1 = 0,05^0,12 даН/мм для центральной ручки управления. Оптимальный градиент загрузки штурвала больше, чем для ручки, на 10-ч-50%. При этом нижнее значение (10%) характерно для минимальных загрузок, а верхнее (50%) — для максимальных. Оптимальные градиенты загрузки в канале управления рулем высоты Ри в канале управления элеронами Рэ оР1 взаимосвязаны примерно в соотношении Р$0р11Р*о& ~ 1,5 -ь 2.
3. Критерий оценки оптимальных значений характеристик чувствительности управления. Как показывают экспериментальные данные, например, представленные на рис. 3—5, оптимальные значения обычно используемых характеристик чувствительности управления существенно зависят от динамических характеристик самолета. Графическое или табличное задание этих зависимостей, в связи с большим количеством параметров, которые на них влияют, недостаточно удобно и не позволяет охватить все воз-
можные комбинации характеристик самолета. Можно предположить, что этот недостаток обусловлен тем, что используемые характеристики чувствительности самолета определяются как реакция самолета на действия рычагами управления в начальный момент времени или в установившемся состоянии. Исследования показали, что при оценке управляемости и при выполнении задач типа слежения для летчика характерны знакопеременные действия рычагами управления (близкие к гармоническим). Поэтому летчику более важна реакция самолета на его действия на некоторых частотах. При анализе экспериментальных данных было обнаружено, что при оптимальных значениях характеристик чувствительности управления отношение амплитуды расходов усилий или ходов рычагов управления к амплитуде соответствующего параметра движения самолета (например, амплитуде угловой скорости), на характерной частоте управления оставалось примерно одинаковым независимо от динамических характеристик самолета.
Эти факты, а также выявленная выше общая закономерность ухудшения оценок управляемости при отклонении характеристик чувствительности управления от их оптимальных значений и положены в основу предлагаемого в данной работе амплитудно-частот-
ного критерия (А-критерия) для оценки оптимальности характеристик чувствительности в задачах типа слежения (заход на посадку, точное пилотирование, стабилизация параметров движения самолета на крейсерском режиме полета и т. п.).
В качестве такого критерия предлагается использовать отношение А амплитуды усилий (или перемещения) АР, прикладываемых по синусоидальному закону к рычагу управления, к амплитуде соответствующей угловой скорости (либо ускорения) Аш самолета на характерной частоте ш*, т. е.
А (“*)= —£г = I (•/“*) 1-1>
где | И7р(/ш) | — амплитудно-частотная характеристика передаточной функции самолета от усилия (перемещения) на рычагах управления к угловой скорости (или ускорению) самолета.
Анализ экспериментальных данных показал, что существует оптимальное значение А = АорЬ при котором самолет получает наилучшие оценки, т. е. оптимальные значения характеристик чувствительности управления определяются из соотношения
Значения характерной частоты со* и оптимальной величины Лор4 не зависят от динамических характеристик самолета и определяются выполняемой задачей, классом самолета, характеристиками рычагов управления и каналом управления. При этом, если на самолете выбраны расходы усилий, соответствующие величине А = ЛорЪ то степень отклонения Л/Лор4 от 1 определяет степень ухудшения пилотажных оценок. Для приближенного определения этого ухудшения управляемости можно использовать выражение
ДРЯ=-71вМ/Лор1.
Предложенный критерий качественно и количественно отражает известные экспериментальные зависимости оптимальных значений характеристик чувствительности управления от динамических характеристик самолета в разных каналах управления и для разных задач пилотирования.
Проиллюстрируем эффективность А-критерия и дадим конкретизацию входящих в него параметров применительно к задаче захода на посадку с использованием полученных в настоящей работе экспериментальных данных.
В связи с тем, что на обычных самолетах управление движением тангажа и нормальной перегрузкой осуществляется одним и тем же рычагом, возникает вопрос о том, какая амплитудно-частотная характеристика должна входить в А-критерий: канала тангажа или перегрузки. Анализ показывает, что в качестве такой характеристики для взлетно-посадочных скоростей полета следует принять амплитудно-частотную характеристику скорости тангажа, а не перегрузки. Это следует из того, что передаточная функция для перегрузки не зависит от параметра я® (при использовании
параметра Р„у). При использовании передаточной функции для скорости тангажа сог величина Р"у может быть определена из соотношения
2 S + X П*
mo ________________________V у
Пу 52 + 2?ш0 5 + “о
S=/(0*
Это согласуется и с литературными данными [1], в соответствии с которыми при скоростях полета, характерных для взлета и посадки, определяющим является управление по тангажу, а не по перегрузке.
Анализ показал, что для режима захода на посадку значение характерной частоты, входящей в A-критерий, целесообразно принять равным со* = 0,5 с-1, а оптимальное значение константы А для неманевренных . самолетов равным Aopt= 100 н- 150 даН/с. Сопоставление рассчитанных согласно A-критерию при этих значениях параметров а)* и Aopt оптимальных характеристик Р"у с полученными -в эксперименте дается на рис. 3 и 4. Расчетные значения здесь показаны штриховыми линиями. Видно, что предложенный критерий достаточно точно отражает зависимости оптимальных значений характеристик Р"у от динамических параметров самолета.
В качестве примера на рис. 5 проведено также сопоставление рассчитанных согласно A-критерию и экспериментальных зависимостей [1] оптимальной чувствительности поперечного управления
от постоянной времени крена, где C*”*)-1 = КщМх9; хэ тах — максимальные располагаемые перемещения рычага управления по крену; сплошными линиями показаны экспериментально полученные линии равных пилотажных оценок. Эти результаты также иллюстрируют высокую эффективность предложенного критерия.
В заключение следует отметить, что необходимые для конкретизации предложенного критерия применительно к различным типам самолетов и задач пилотирования экспериментальные данные по влиянию характеристик чувствительности управления на пилотажные свойства при различных динамических характеристиках самолета в литературе отсутствуют. Получить такие данные в рамках одной работы не представляется возможным. Поэтому необходима дальнейшая работа по определению значений характерной частоты ш* и параметра AofU входящих в A-критерий, для различных классов самолетов и задач пилотирования.
ЛИТЕРАТУРА
1. Бюшгенс Г. С., Студнев Р. В. Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения. — М.: Машиностроение, 1979.
2. Гуськов Ю. П., Загайнов Г. И. Управление полетом самолетов. — М.: Машиностроение, 1980.
3. Ashkenas L., McRuerD. Т. A theory of handling qualities derived from pilot-vehicle system considerations. — Aerospace Engineering, February 1962.
4. Cooper G. E-, Harper R. P. The use of pilot rating in the evaluation of aircraft handling qualities. — AGARD R-567, 1969.
5. Поль Фрее с, Жан Пиаже. Экспериментальная психология. — М.: Прогресс, 1966.
Рукопись поступила 22jIV 1985 г.
