Ошибка курсовой устойчивости: ошибка курсовой устойчивости, давления в шинах, ручник — Шины для спецтехники, шины для погрузчика

Содержание

Горит лампа ESP – причина и способы ремонта

Система ESP в автомобиле, пожалуй, самый яркий пример развития технологий в сфере безопасного управления автомобилем. Родившись как продолжатель дела ABS, ESP сегодня разрослась в целый комплекс различных ассистентов и служб, которые всячески облегчают жизнь водителю. Чем дороже автомобиль, тем больше в нем различных электронных помощников. Антипробуксовочная система, имитация блокировки дифференциала, система помощи спуска с горы, система экстренного торможения и прочая-прочая – все это сегодня выполняет система стабилизации. Но помогает она ровно до того момента, пока на приборной панели не загорится значок ESP.

На приборной панеле горят желтые лампочки ABS и ESP

Почему горит лампа ESP?

Если горит лампа ESP, значит система не работает. Иных причин не бывает, разве что водитель сам отключил систему стабилизации кнопкой (есть на многих машинах с этой системой). Иначе причину нужно искать.

Проблема в том, что ESP это почти полностью электронная система.

По механическим элементам автомобиль с ESP отличается от машины с ABS только конструкцией гидроблока – он умеет не только откачивать тормозную жидкость и понижать давление в системе, но и, наоборот, накачивать и заставлять тормозить колеса – все или по отдельности. Да, гидроблок тоже ломается (в основном, щетки и цепь питания), но это случается не очень часто, и, как и в случае с ABS, проверять его нужно последним.

Устройство ESP

В остальном ESP это огромное количество датчиков. Во-первых, система использует сенсоры ABS для понимания скорости движения колес, во-вторых, снимает положение руля, педалей и угловую скорость автомобиля, в-третьих, через специальные датчики и исполнительные механизмы может вмешиваться в работу двигателя и трансмиссии, выбирая оптимальный режим работы.

Изношенные щетки ESP

Если какой-то из датчиков не работает или работает как-то не так, то система полностью выключается. Дело может быть и в механической поломке, и в перебитом проводе и неадекватных значениях.

Например, сбой ESP может вызвать установка запасного колеса другой размерности. Такое колесо вращается с другой скоростью и все – система сходит с ума и отключается.

Не стоит забывать и про низкое напряжение в сети, при недостатке электропитания все электронные блоки отключатся.

Ремонт

ESP это яркий пример того, что развитие технологий снижает ремонтопригодность. Чисто теоретически можно прозвонить каждый датчик, проверить ABS, колеса, положение рулевого колеса, развал и еще кучу параметров, но куда проще и быстрее съездить на диагностику, где подключенный сканер считает ошибки и сразу скажет куда смотреть. А там по обстоятельствам – либо менять датчик, либо ремонтировать проводку.

Пример диагностики неисправности ESP. Фото — drive2

Одним из вариантом будет самостоятельная диагностика с помощью диагностического сканера Rokodil ScanX.

Rocodil

Данный мультимарочный сканер хорошо справляется с диагностикой ESP и ABS, как и всего автомобиля в целом. Также устройство обладает функцией стоп-кадр, что поможет выяснить рабочие параметры автомобиля в момент обнаружения неисправности, если лампа ESP горит не постоянно.

Сложность составляют только плавающие неисправности. Обычно в таком случае лампа загорается в движении, но при следующем пуске двигателя гаснет. Чтобы выявить такую проблему сканером необходимо ее поймать, что в условиях сервиса получается не всегда. Тут остается только два варианта – либо поездить с подключенным сканером до возникновения ошибки, либо ездить до тех пока лампа не станет гореть постоянно. Второй вариант, правда, совсем не безопасный.

Гидроблок системы ESP

Тем, кто не любит сервисы или далеко от них живет, можно предложить попробовать «вычислить» неисправность по косвенным признакам. Редко поломка проявляет себя только в одном месте. Если вместе с горящей лампой ESP неадекватно работают задние стоп-сигналы – смотрим датчик положения педали тормоза. Если до поломки меняли подвеску, смотрим на датчики и провода в районе ремонта. Если в машине был перепад напряжения, то проверяем предохранитель. И так далее. Если «подсказок» нет, то только сканер. Увы, но без него ремонтировать современный автомобиль практически невозможно.

Ситуация с ремонтом ESP примерно такая же, как и с ABS – на скорость, как говорится, не влияет, и вроде бы можно ездить, но все равно лучше держать эту систему в исправности.

Уведомление борткомпьютера «Сервис ESP»: проблемы и их устранение

Многочисленные электронные ассистенты безопасности, которыми оснащен модельный ряд последних поколений «Опеля», работают в связке. Повреждения каждого датчика отражаются отдельными буквенно-цифровыми кодами ошибок на малом дисплее и в архиве бортового компьютера. Для обобщения сбоя функций электроники управления однотипных (построенных на общей базе) моделей Astra J, Insignia, Zafira, Mokka на центральном дисплее борткомпьютера загорается уведомление «Сервис ESP».

Для специалистов понятно, что программистами и русификаторами «Опеля» выбрана щадящая форма предупреждения. Неподготовленный водитель может воспринять ее как напоминание об очередном техобслуживании. На самом деле уведомление о повреждениях электронных ассистентов предупреждает о серьезных проблемах, которые могут привести с серьезной дорожной аварии.

Причины появления уведомления

Система курсовой устойчивости (ESP), состоящая из внешних датчиков, управляющего блока и исполнительного механизма, работает в комплексе с другими электронными ассистентами безопасности — ABS, EDS, EBD, ASR. Получая от датчиков информацию об изменении угла поворота руля, работе педалей тормоза и акселератора, блок управления отдает команды исполняющему гидроблоку. При необходимости вступают в действие и механизмы распределения тормозных усилий, блокировки колёс и дифференциала, антипробуксовочной системы.

Анализируя траекторию движения автомобиля и действия водителя, электроника может вмешиваться в управление при опасных ситуациях с помощью изменения оборотов (сброса и набора мощности) двигателя, подтормаживания отдельными колесами. Так, при заносе машины, система курсовой устойчивости сначала тормозит переднее наружное колесо и сбрасывает мощность (уменьшая подачу горючего в двигатель), позже — добавляет обороты и снимает тормозящее усилие.

Сигнальное уведомление «Сервис ESP» может загораться при неисправности любого из датчиков электронных ассистентов, управляющих блоков, ступичных подшипников, гидроблока. Безобидное по форме сообщение сигнализирует о серьезных неисправностях электроники. Некорректное вмешательство электронных ассистентов в управление автомобилем может привести к тяжелому ДТП. Нетрудно представить себе ситуацию, когда при динамичном обгоне транспортной колонны электроника начнет сбрасывать обороты двигателя и подруливать в сторону обгоняемого грузовика.

На практике у моделей «Опель» датчики ESP редко выходят из строя. Чаще сигнал появляется при повреждениях датчиков АБС, подшипников ступицы, управляющего блока антипробуксовочной системы. Наиболее серьезна ситуация, когда сигнал «Сервис ESP» сопровождается значком «Чек эндж» на доске приборов и рывками при разгоне. В этом случае повреждения электроники сопровождаются пропусками зажигания в одном из цилиндров двигателя. Продолжать движение опасно, нужно остановиться и вызвать эвакуатор.

Методики устранения неисправностей

Все повреждения электроники легко диагностируются при анализе архива кода ошибок бортового компьютера «Опеля». По кодам ошибок опытный программист локализует датчики, вышедшие из строя, определяет программные сбои электронных блоков управления. Автомеханикам остается только заменить поврежденные датчики.

DAF — Система курсовой устойчивости

Что такое «Система курсовой устойчивости»?

Система курсовой устойчивости (VSC) представляет собой электронную систему активной безопасности, которая позволяет водителю сохранить управление автомобилем во время сложных маневров, таких как отклонение от курса при появлении препятствия или затрудненное управление при прохождении неожиданно крутого поворота.
VSC значительно снижает опасность внезапного опрокидывания при повороте или при быстрой перемене полосы движения, особенно это касается автоцистерн и автомобилей с высоким расположением центра тяжести. Во-вторых, система VSC значительно снижает опасность складывания автопоезда.

VSC постоянно сверяет команды, подаваемые водителем (при повороте рулевого колеса) и фактическое направление движения автомобиля. При их несовпадении система VSC автоматически снижает мощность двигателя и при необходимости кратковременно включает тормоза одного или более колес.

Зачем следует устанавливать систему VSC на автомобиль?

Система VSC помогает предотвратить различные виды аварий, однако она особенно эффективна в предотвращении аварий отдельных автомобилей по причине потери управления.
Система VSC поможет сохранить жизни водителя и других участников дорожного движения. Одной только этой причины достаточно для установки системы VSC на грузовик.

Однако имеются и другие. Попавший в серьезную аварию автомобиль в выпуске новостей с названием вашей компании или вашего клиента на нем не улучшит репутацию компании.

Косвенные убытки могут проявиться в различных областях:

потеря товара, повреждение товара, задержка поставки
восстановление поврежденного автомобиля
транспортные пробки и повреждение дорожного покрытия
экологический ущерб

Как работает система VSC?

Система VSC использует датчики для определения намерений водителя (датчик угла поворота рулевого колеса) и реакции автомобиля на действия водителя (датчик углового ускорения, датчик поперечного ускорения и датчики скорости вращения колес).
При обнаружении возможности потери управления система VSC автоматически снижает подачу топлива в двигатель и при необходимости включает тормоза на соответствующем колесе (или колесах), чтобы вернуть автомобиль в положение, соответствующее намерению водителя.

Поперечная неустойчивость

Причиной поперечной неустойчивости могут стать скользкое дорожное покрытие или чрезмерная скорость при прохождении поворотов, а также оттягивание автомобиля назад на грунтовых обочинах. При недостаточной поворачиваемости передняя часть автомобиля сдвигается к внешнему краю кривой. Если это положение не исправляется, то автомобиль сходит с дороги. Система VSC включает тормоза на колесах, находящихся на внутренней стороне кривой, чтобы вернуть тягач на необходимую траекторию.
При избыточной поворачиваемости ведомая ось сдвигается к внешнему краю, из-за чего передняя часть автомобиля сдвигается к внутреннему краю кривой. Избыточная поворачиваемость может привести к складыванию автопоезда. VSC компенсирует избыточную поворачиваемость, включая тормоза прицепа (при этом автопоезд «растягивается») и тормоза соответствующих колес тягача (для поддержки управляемых колес).

Вертикальная неустойчивость

Причиной опрокидывания автомобиля может стать высокая скорость при прохождении поворотов съезда с шоссе. Однако оно также может произойти при низкой скорости движения автомобиля в результате слишком быстрого или сильного поворота рулевого колеса водителем. Последнее может произойти при быстрых маневрах по уклонению и смене полосы движения. При опасности опрокидывания система VSC включает тормоза и ограничивает крутящий момент двигателя для снижения скорости движения автопоезда и достижения безопасных условий.

« На главную

Система ESP (курсовой устойчивости) — неисправности системы стабилизации и ошибки управления

Система курсовой устойчивости (ESP) предназначена для стабилизации автомобиля в сложных ситуациях и предотвращения заносов. Во время маневров она позволяет избежать бокового скольжения.

Требовалась ли вам когда-нибудь помощь юриста по авто-вопросам?

ДаНет

Начиная с 1959 года многие производители разрабатывали и пытались внедрить устройства для контроля курсовой устойчивости. Однако из-за отсутствия развитых технологий они либо были неэффективными, либо получались громоздкими и затрачивали для работы слишком большой ресурс.

Первая действенная система курсовой устойчивости была разработана совместными усилиями компаний Mercedes-Benz и Bosch. По задумке разработчиков она получила название ESP (Elektronisches Stabilitatsprogramm) и ею начали оборудовать автомобили премиум класса.

Сегодня в зависимости от производителя и назначения устройство имеет несколько названий или обозначается разными аббревиатурами.

Принцип действия

Основная задача устройства — своевременно уловить момент нехарактерного движения автомобиля. Для этого впускные датчики безостановочно передают информацию о текущем движении машины. Полученные данные сравниваются с типовыми вариантами, заложенными в контроллере. Если отмечается любое отклонение от заданной программы, устройство включается.

В зависимости от ситуации ESP воздействует на тормозное устройство или крутящий момент.

В программе предусмотрена масса вариантов развития событий и действий для предотвращения аварийных ситуаций.

При заносе

Если во время левого поворота автомобиль не вписывается в безопасную траекторию движения, устройство моментально воздействует на правое переднее колесо. Будет задействована тормозная система, что приведет к погашению заноса. В основе метода лежат законы физики. Подтормаживающее правое колесо выступает в качестве противодействия и стабилизирует ситуацию.

При сносе

При сносе во время левого поворота ESP активирует дополнительный момент вращения за счет подтормаживания левого заднего колеса. Действия системы направлены на упреждение ситуации. Водитель может даже не почувствовать вмешательства в процесс управления, не подозревая, что допустил ошибку при управлении автомобилем.

Обязательность наличия ЕСП

С 2011 года США и страны Евросоюза законодательно утвердили, что каждый автомобиль должен быть оборудован Elektronisches Stabilitatsprogramm. В российском законодательстве такого условия нет. В РФ наличие устройства контроля воспринимается, как дополнительная опция. Однако это не делает ESP менее нужной и полезной.

Установка ЕСП на старые машины слишком затратна и не обязательна. Новые иномарки и машины отечественного производства обязательно оборудовать ЕСП, чтобы получить европейский сертификат соответствия.

Поэтому несмотря на отсутствие прямых законодательных актов, с 2015 года большинство новых автомобилей российской сборки оборудуется системой курсовой устойчивости.

Возможна ли самостоятельная установка

Монтаж ESP — очень трудоемкий процесс

Монтаж ESP — трудоемкий процесс. Для этого потребуется приобрести дорогостоящие детали. Кроме того, понадобится новый гидроагрегат. Чтобы установить ЕСП, нужно иметь доступ к блоку управления. Также понадобится знание особенностей настройки установленных в нем программ.

Для установки устройства придется разобрать и переоборудовать большую часть машины. Водителю, даже имеющему опыт самостоятельного ремонта авто, такая задача не под силу. При необходимости работу поручают специально обученным специалистам.

Неисправности ESP и пути решения проблем

О поломках и сбоях в работе устройства будет сигнализировать контрольная лампочка, расположенная на панели приборов. К причинам срабатывания лампы относятся:

повреждение или обрыв провода любого из датчиков;
поломка тормозного датчика;
сбои в работе электронного блока;
поломка щеток блока ESP.

ESP относится к сложным устройствам. Попытки отремонтировать самостоятельно часто заканчиваются полным выходом системы из строя.

При обнаружении неполадок в работе автомобиль отгоняют на станцию ТО. Работники сервиса проведут компьютерную диагностику машины и определят причины неполадок. Впоследствии, обсудив с владельцем пути решения, устранят неисправность.

Преимущества и недостатки системы курсовой устойчивости

Установка устройства курсовой устойчивости прежде всего необходима для безопасности движения. Есть автовладельцы, которые негативно отзываются об использовании ESP, считая ее не помощником, а своеобразным «поводком» для водителя. Это обусловлено тем, что система не позволяет использовать агрессивный стиль вождения. Однако большая часть пользователей отмечает массу преимуществ использования ESP. К таковым относят:

возможность удержать автомобиль в пределах заданного курса;
снижение вероятности переворачивания машины;
предотвращение столкновений.

Даже водители, настроенные негативно к установке ESP, отмечают сравнительно мало недостатков ее использования. Основные минусы устройства:

необходимость периодически отключать функцию;
малая эффективность на высоких скоростях при небольшом радиусе поворота.

Не все машины оборудованы функцией отключения ESP. Это делает невозможным использовать авто на полной мощности. Этот фактор пользователи также относят к недостаткам ESP.

Несмотря на негодование водителей, привыкших лихачить за рулем, для большей части автовладельцев, система является полезной функцией. По данным проведенных исследований наличие в автомобиле работающей ESP снижает риск попадания в аварию на 20-30%.

Мнение эксперта

Иван Чайкин, автор статьи:

Вопросы, касающиеся прав автомобилистов, зачастую более важны, чем кажется на первый взгляд. Водитель может лишиться прав или понести другое суровое наказание из за незнания или неправильного трактования законов и правил. Не ленитесь глубоко погружаться в суть изучаемого вопроса, не стесняйтесь спросить совет у профессионалов.

Задать вопрос эксперту

поддержание курсовой устойчивости при движении с прицепом, сервисная акция 45C2 2016993/1

Техническое обоснование

На автомобилях Tiguan с буксирно-сцепным устройством и шасси из диапазона номеров, подпадающих под действие акции, в блоке управления ESP из-за ошибки в программном обеспечении не удалось активировать поддержание курсовой устойчивости при движении с прицепом. При эксплуатации автомобиля с прицепом прицеп не распознаётся, а функция поддержания курсовой устойчивости при движении с прицепом в необходимых случаях не срабатывает.

Способ устранения

Не все автомобили с номерами шасси из соответствующего диапазона подпадают под названную акцию! Как правило, перед началом ремонта при помощи Systeme Service Online или FISH (VSI) проверяется, подпадает ли автомобиль под указанную акцию!

Если подпадает, то выполнить работы по проверке и ремонту согласно FISH (VSI) / Service-Online.

Необходимо проверить, не распространяются ли на автомобиль и другие сервисные акции/мероприятия.

Уведомление клиентов

Активное оповещение клиентов не предусмотрено. Необходимо обеспечить проверку и ремонт всех автомобилей, на которые распространяется действие настоящей акции, в рамках одного пребывания в сервисе. Эту информацию необходимо довести до сотрудников отдела продаж новых и подержанных автомобилей с тем, чтобы каждый такой автомобиль проверить и отремонтировать незамедлительно, а не только непосредственно перед продажей.

Оригинальные детали

Запчасти необходимо заказывать, исходя из потребностей!

Количество	Обозначение	Номер оригинальной детали:
1 шт.	Наклейка акции	000 010 006

Регламент отправки деталей

Германия:	Детали по акции остаются у дилера до отзыва.
Другие страны:	Снятые детали обычным образом отправляются на склад уполномоченного импортёра.

Техническое обоснование

Проверка

Рядом с нишей для запасного колеса имеется наклейка о проведении акции с кодом ’45C2′:

Акция уже была проведена. Сделать в сервисной книжке в графе для записей сервис-центра запись ’45C2 дата / печать’.

Наклейка, свидетельствующая о проведении акции с кодом ’45C2′, отсутствует:

Провести работы в соответствии с инструкцией по проведению работ.

Контроль

Проверка объёма работ (критерии) — см. Service-Online/ FISH (VSI):

Критерий 01

Активация поддержания курсовой устойчивости при движении с прицепом

Оригинальные детали

Запчасти необходимо заказывать, исходя из потребностей!

Количество	Обозначение	Номер оригинальной детали:
1 шт.	Наклейка акции	000 010 006

Специнструмент

Способный работать в режиме online тестер -VAS -5 051B- или -VAS -5052-

Кабель-адаптер -VAS 5051/5a-

Описание работ

Активация поддержания курсовой устойчивости при движении с прицепом

По причине ошибки в программном обеспечении в блоке управления ESP не активировалось поддержание курсовой устойчивости при движении с прицепом. При эксплуатации автомобиля с прицепом прицеп не распознаётся, а функция поддержания курсовой устойчивости при движении с прицепом в необходимых случаях не срабатывает.

Активировать функцию поддержания курсовой устойчивости при движении с прицепом в блоке управления ESP можно при помощи тестера VAS 5051B / VAS 5052.

Подсоединить тестер -VAS 5051B- или -VAS 5052- к диагностическому разъёму автомобиля и включить зажигание.

Запустить ‘Самодиагностику автомобиля’ и выбрать из систем автомобиля — ’03 – Электроника тормозной системы’.

Отображение на экране (пример):

Выбор функции диагностирования ‘012 — Адаптация’ .

Ввести через поле кнопки канал ‘56‘ и подтвердить ввод нажатием на кнопку ‘Q’.

Отображение на экране (пример):

Активировать поддержание курсовой устойчивости при движении с прицепом (функция Прицеп), для чего сдвижной регулятор из положения ‘1’ перевести в положение ‘0‘ .

Подтвердить изменение нажатием ‘Сохранить’ .

Отображение на экране (пример):

Ещё раз подтвердить изменение кнопкой ‘Принять’ .

Выключить зажигание и снова его включить.

Внимание!

Изменение окончательно принимается в блоке управления только после выключения и последующего включения зажигания!

Отметки о проведении акции

Только после проведения всех необходимых работ сделать запись ’45C2 дата/печать’ в графе сервисной книжки для записей сервис-центра, а на наклейке акции поставить номер детали: 000 010 006 .

Надлежащим образом заполненную наклейку акции разместить в области ниши запасного колеса.

Если вы не нашли информацию по своему автомобилю — посмотрите ее на автомобили построенные на платформе вашего авто.
С большой долей вероятности информация по ремонту и обслуживанию подойдет и для Вашего авто.

VSC (система курсовой устойчивости) временный глюк?

Всем Вам моё здрасти! Пришлось испытать по-серьезному коня на прочность. Ездил к границе Саратовской и Тамбовской областей, где дождик льёт приличненько, уже как на протяжении нескольких дней. Как «Бермудский треугольник» ёшкин-матрешкин… Порешал на обратном пути, что объеду хреновый (очень) асфальт по грунтовке близ-полевой. Болота кругом и сплошь. То наматывало на колеса (грязь летела на крышу), то дождь хлестал (прилипает меньше). В общем суть да дело….: по-началу при заносах (а тоскало прилично, катки-то широкие 20R, да летние, без зацепа) система включалась и работала, как я допетриваю, в нормальном режиме, поскольку притормаживали нужные колесья в нужное время в заносе. Рулем при этом, как сами понимаете, пришлось изрядно поработать… На полпути к нормальному асфальту загорелась лампочка на панели приборной (оранжевая машинка с извилистой дорожкой). Думал, что TRC (антибукс), — оказалось нет. АBS подтормаживать колёса в заносе перестала . Лампочка при этом горела постоянным светом. Загрешил на оборванный провод. Но подумав, пришёл к выводу, что эта проблема не может быть связанной с ABS, которая работала! Оборвется один проводок, — загорится значёк ABS, TRC, VSC, и все это работать перестает на всех колесах. И ещё думаю: «ежели это проводок VSC оборвался….:sorry:» — нет, такого быть не может, поскольку это система работает через ABS. Её блок управления (мозговая точка) находится у колес, где комами грязь налипала и отваливалась, не может. Включал, выключал кнопку TRC — не помогло. Глушил двигатель, давая ему и всему тому, что могло глюкнуть, отдохнуть. Включал, — нифига. Все то же самое — горит, и не работает VSC. Клемы не снимал, долго настройки обратно менять… , но как говорится — переживал!
Добрался до ближайшей мойки, «стал мыться». Оказалось в этом месте ещё была и ремонт-мастерская иномарок, что меня, признаюсь Вам откровенно, весьма поразило….. Мастер пришел, к мозгу запиталса (коробочка 10х15), поколдовал (без проводов та коробка на такую же передавала инфу, — мистика ). С учетом трудностей перевода коробка показала ошибку: «нарушена центровка угла положения руля…», что-то в этом роде. Удалили её, всё чики-пуки.
Вот такая моя история. Не выдержала электроника накала страстей в черноземье.
ЗЫ: Подкрылки передние оторвались наполовину, жалко. В кустарных условиях пришлось прикрутить на саморезы по дереву.

Не могу понять причины случившемуся…
1. вода куда-нить просочилась;
2. частая работа системы устойчивости спровоцировала её отказ понимать мои действия;
3. то же самое с рулем.

Нажмите, чтобы раскрыть…

Коды ошибок Toyota Camry с 2006 курсовая устойчивость

Код	Неисправность	Неисправный участок
	Основные коды неисправности
Примечание. В некоторых случаях портативный диагностический прибор не может использоваться, когда контрольная лампа АБС остается включенной.
43	Неисправность системы управления АБС	Система управления АБС
C1201/51	Неисправность системы управления двигателем	Система управления двигателем
C1203/53	Неисправность в цепи передачи данных электронного блока управления	Электронный блок управления
C1210/З6	Не выполнена калибровка -нуля* датчика рысканья	Блок управления рабочими цилиндрами тормозов в сборе (Электронный блок управления системы противоскольжения Датчик замедления и рысканья Не выполнена калибровка «нуля» датчика
C1231/31	Неисправность в цепи датчика угла поворота рулевою колета	Датчик угла поворота рулевого колеса Цепь датчика угла поворота рулевого колеса Источник питания датчика угла поворота рулевого колеса Блок управления рабочими цилиндрами тормозов в сборе (Электронный блок управления системы противоскольжения)
C1232/32	Заедание в датчике замедления	Датчик замедления и рысканья Цепь датчика замедления и рысканья
C1234/34	Неисправность датчика рысканья	1. Датчик замедления и рысканья 2,1 (цепь датчика замедления и рысканья
C1290/66	Ошибка нуля датчика угла поворота рулевою колеса	Калибровка «нуля* датчика замедлении и рысканья не завершена Неправильная регулировка центрального положения рулевого колеса Неправильная регулировка углов установки передних колес
C1336/39	Но выполнена калибровка «нуля» датчика замедления	Блок управления рабочими цилиндрами тормозов в сборе (Электронный блок управления системы противоскольжения) Датчик замедления и рысканья Не выполнена калибровка «нуля* датчика
U0100/65	Нарушение связи с Электронный блок управления/РСМ	Система передачи данных CAN (между ЭБУ системы противоскольжении и Электронный блок управления)
U0123/62	Нарушение связи с датчиком рысканья	Система передачи данных CAN (между Электронный блок управления системы противоскольжения и датчиком замедления и рысканья)
U0126/63	Нарушение связи с датчиком угла поворота рулевого колеса	Система передачи данных CAN (между Электронный блок управления системы противоскольжения и датчиком угла поворота рулевого колеса)
	В режиме активной диагностики АБС
Примечание. В некоторых случаях портативный диагностический прибор не может использоваться, если мультиинформационный дисплей остается включенным. \|
C1271/71	Слабый выходной сигнал правого переднего датчика частоты вращения (в режиме активной диагностики)	Правый передний датчик частоты вращения Установка датчика Ротор датчика частоты вращения

Направленная устойчивость — обзор

7.5 Летные качества и управляемость

Как и в случае с продольной устойчивостью, характеристики поперечной устойчивости самолета критически важны для определения летных и управляемых качеств, и нет сомнений в том, что они должны быть верный. Традиционно акцент на полет в поперечном направлении и управляемость делался гораздо меньше, чем на продольный полет и управляемость. В отличие от качества полета в продольном направлении и управляемости, характеристики полета в поперечном направлении и управляемости обычно существенно не меняются в зависимости от условий полета, особенно в контексте моделирования малых возмущений.Таким образом, после того как они зафиксированы аэродинамической конструкцией планера, они имеют тенденцию оставаться более или менее постоянными независимо от условий полета. Любые серьезные отклонения в боковом направлении от номинально малых возмущений дифферента, вероятно, будут временными под полным контролем пилота и, следовательно, вряд ли вызовут серьезные проблемы с управлением. Однако это не обязательно является безопасным предположением при рассмотрении самолета с высокими техническими характеристиками, тема которого выходит за рамки настоящего обсуждения.

В работе с качествами постоянно встречается тема, что краткосрочная динамика должным образом контролируется дизайном. Типичные частоты, участвующие в краткосрочной динамике, аналогичны частотам пилот-сигнала человека, и их непреднамеренное несовпадение — верный рецепт потенциальных проблем с управлением. Таким образом, по причинам, аналогичным тем, которые обсуждались более подробно в разделе 6.5, относящемся к продольной динамике, поэтому не менее важно, чтобы режимы короткопериодической устойчивости в поперечном направлении находились под надлежащим контролем.Это может быть истолковано как означающее, что демпфирование как режима оседания крена, так и режима нисходящего крена должно быть адекватным.

Режим оседания крена кажется пилоту задержкой в реакции на управление и, очевидно, если постоянная времени становится слишком большой, реакция крена на управление становится слишком вялой. Большая постоянная времени режима крена является прямым результатом низкой устойчивости крена, хотя режим обычно стабилен, как описано в разделе 7.2.1. Как правило, приемлемые уровни устойчивости режима крена приводят к постоянной времени или запаздыванию реакции на крен, которая почти незаметна для пилота.Однако довольно часто встречаются летательные аппараты с недостаточным демпфированием в режиме крена, но редко встречаются воздушные суда с избыточным демпфированием.

Спиральный режим, будучи долгопериодическим режимом, обычно не оказывает существенного влияния на краткосрочное управление. Когда он стабилен и его постоянная времени достаточно велика, он практически не влияет на летные качества и управляемость, но когда он нестабилен, это проявляется как проблема дифферента, поскольку самолет постоянно пытается отклониться в сторону.Когда его постоянная времени мала, режим становится более нестабильным, и скорость расхождения увеличивается с соответствующим увеличением рабочей нагрузки пилота. Поскольку режим обычно развивается очень медленно, связанные с ним сигналы движения могут быть незаметны для пилота. Таким образом, опасная ситуация может легко возникнуть, если внешние визуальные сигналы, доступные пилоту, плохие или отсутствуют вообще, например, в условиях полета по метеорологическим условиям по приборам (IMC). Нередко неопытные пилоты теряют ориентацию в таких условиях с неизбежным исходом! Следовательно, общее требование состоит в том, чтобы спиральный режим был устойчивым; однако, поскольку на многих самолетах этого трудно достичь, в нестабильном состоянии постоянная времени должна быть больше определенного минимума.

Поскольку голландский режим крена является короткопериодическим режимом и является направленным эквивалентом продольного короткопериодического режима, его важность для управляемости также имеет решающее значение. Как правило, важно, чтобы режим холостого крена был стабильным и чтобы его демпфирование превышало определенный минимум. Столь же жесткие ограничения накладываются на допустимый диапазон комбинаций частоты и затухания. Однако допустимый уровень демпфирования ниже, чем у продольной короткопериодической моды.Возможно, это удобно, но более вероятно, что это является результатом конфликта конструкции со спиральной модой, которая не должна иметь более чем ограниченную степень нестабильности.

Направленная статическая устойчивость — обзор

Для неравновесных (или динамических) условий необходимо изучить характеристики трех боковых направленных собственных мод: режима качения, режима спирали и голландского качения (DR). Это приводит к тому, что преобразование руля направления в систему переменной формы влияет не на динамические характеристики самолета, а на матрицы управления системой, соответственно называемые [A] и [B] [47,48].Связанная вариация, в свою очередь, изменяет динамические пределы устойчивости и их эффекты.

4.3.1 Анализ статической устойчивости

В качестве первого шага были получены коэффициенты аэродинамического влияния или просто аэродинамические коэффициенты из-за отсутствия опубликованных данных о производных поперечной устойчивости для упомянутого типа воздушного судна. Действительно, в литературе есть много ссылок на получение этих параметров с помощью CFD [35] или методов конечных элементов (FEM) [36]. Здесь использованный подход хорошо документирован [50], а полученная информация сравнивалась с опубликованными данными как DATCOM [51].В соответствии с исходной конфигурацией (двигатель не работает во время взлета) учитывалась скорость 85 м / с на уровне моря (плотность сухого воздуха 1,237 кг / м ³).

Такая ситуация в полете характеризуется отклонением руля направления, которое создает поперечную силу и курсовой момент самолета, которые компенсируют асимметрию тяги. Последующий угол скольжения требует асимметричного отклонения элеронов для уравновешивания системы сил и достижения равновесия по импульсу. В исследуемом случае максимальное отклонение руля направления было установлено на 30 градусов, как для обычного, так и для изменяемого руля направления, а отклонение элеронов — на 28 градусов.Затем угол скольжения самолета был получен из уравнения, которое вычисляет поперечную силу, Y _ext:

(1) Cyδaδa + Cyδrδr + Cyββ + CLsenΦ = −YextqSref

Поскольку внешние боковые силы равны нулю (уравновешенный полет ), и оба C _{y _{δ _a}} и C _{y _{δ _a}} могут считаться незначительными для данной цели. анализа следует:

(2) β = −Cyδrδr + CLsenΦCyβ

Для эталонного самолета, чтобы обеспечить достаточный зазор между двигателями и законцовками крыла относительно земли, ограничение угла крена Φ было установлено равным 5 градусов.

Исходя из этих соображений, выходные углы проскальзывания β для исходной и преобразованной конфигураций были получены с помощью исходного кода Matlab [51]. Была реализована процедура, описанная в литературе [52]; на этом этапе доступные данные были получены по уже процитированным самолетам (Таблица 1). Результаты для обычного руля направления приведены в таблице 2.

Таблица 2. Обычный руль направления: аэродинамические коэффициенты бокового направления (рад ^{— 1})

Коэффициент	Значение
c _yβ	— 1.27
c _lβ	— 0,30
c _nβ	0,26
c _yδa	0
c _lδa	0,14
c _nδa	— 0,02
c _yδr	0,36
c _lδr	0.02
c _nδr	— 0,20

Полные достижения включены в недавно опубликованную статью авторов [52]. Что касается исходной конфигурации, было обнаружено, что адаптивный руль направления может привести к увеличению угла скольжения примерно на 10%. Учитывая, что:

(3) Cnavail = Cnδaδa + Cnδrδr + Cnββ

Как для обеих систем, C _{n _{δ _a}} = 0.0179 и C _{n _β} = 0,595, то было получено значение C _{n _avail} [52]. Предложенный руль направления показал соответствующее увеличение максимально доступного момента рыскания от 5% до 10%. Этот результат подразумевает возможное снижение минимальной скорости VMC при боковом управлении как на земле (VMCG), так и в полете (VMCA), как это определено сертификационными органами в качестве требований к летной годности, параграф CS 25.149 [53]. Это было значительным улучшением летных качеств: уменьшение минимальной скорости управления фактически дает самолету больший запас управляемости по скорости потери управления командами (тряска ручки).

Этот вопрос является объектом дальнейших исследований из-за потенциальных преимуществ архитектуры в процессе проектирования больших транспортных самолетов. Среди различных применений этой технологии есть одно, которое конкретно касается новых вариантов очень больших самолетов.В настоящее время действительно наблюдается тенденция к увеличению размеров имеющихся самолетов, увеличению их вместимости: например, A350 XWB 1000 по отношению к «900» и Boeing 777 × по отношению к версиям «777-300». Возможность достижения снижения минимальной скорости управления имеет решающее значение для предотвращения нежелательной ситуации предупреждений о встряхивании рукояти, обычно связанных с адаптацией увеличенной полезной нагрузки уже сертифицированных самолетов.

4.3.2 Анализ динамической устойчивости

Что касается влияния предлагаемого изменяемого руля направления на динамическую устойчивость в поперечном направлении, были проведены дальнейшие исследования с целью оценки требований сертификации.Эти исследования в настоящее время находятся на последних этапах аналитической валидации перед публикацией (2016 г.), но можно ожидать, что влияние на системные частоты и выигрыш будет приемлемым как с точки зрения управляемости, так и с точки зрения управляемости. Другими словами, исследование позволило констатировать, что установка такого устройства на большой транспортный самолет практически осуществима. Достижения учитывали неопределенности значений аэродинамических коэффициентов, что потребовало исследования двух критических сценариев: спирального и DR.

Конфигурация с управлением свободным полетом показала незначительное влияние на корпус Spiral с точки зрения общего запаса усиления и совсем не повлияла на коэффициенты управления скольжением и креном. Аналогичные результаты были достигнуты для случая DR, за исключением запаса по фазе скольжения, когда получилось значительное изменение, вдвое превышающее исходное значение, даже при незначительном отклонении частоты.

Результаты с фиксированными средствами управления полетом показали изменения примерно на 25% в средней амплитуде бокового скольжения как для Spiral, так и для DR.В обоих случаях частотная характеристика практически не увеличилась. Частота режима крена изменилась примерно на 10%, а отклонение от курса по рысканью произошло с 10% до 20% раньше, чем в стандартной компоновке.

Тем не менее, следует учитывать, что контроллер демпфера рыскания использовал измерения угла крена и скорости рыскания для приведения в действие элеронов и руля направления, чтобы достичь определенного крена и демпфирования DR в соответствии с установленным оптимальным законом, который был разработан для компоновка эталонного самолета.В случае трансформации руля направления, заменяющего традиционную вертикальную плоскость, следует принять во внимание эту новую компоновку, и, следовательно, ожидается, что программное обеспечение может измениться. Как следствие, и до начала реальной кампании летных испытаний требуется обзор реализованных алгоритмов.

В продолжение этих исследований было бы желательно более подробно проанализировать различные сценарии состояния воздушного судна (кроме спирального или голландского крена) и их влияние на неопределенности параметров.Затем эти исследования могут быть расширены на другие комбинации веса и балансировки воздушных судов и альтернативные диапазоны полета. Обсуждаемые результаты затем можно рассматривать как основной шаг перед дальнейшим более глубоким анализом.

Управление и устойчивость самолетов — Блог аэрокосмической техники Блог аэрокосмической техники

Одним из ключевых факторов в достижении братьями Райт создания первого самолета тяжелее воздуха было их понимание того, что функциональный самолет потребует владения тремя дисциплинами:

Подъемник
Силовая установка
Контроль

В то время как первые два были успешно изучены более ранними пионерами, такими как сэр Джордж Кейли, Отто Лилиенталь, Октав Шанут, Сэмюэл Лэнгли и другие, вопрос контроля, казалось, отошел на второй план в первые дни авиации.Несмотря на то, что братья Райт построили свою собственную небольшую аэродинамическую трубу, чтобы экспериментировать с различными формами аэродинамического профиля (освоение подъемной силы), а также построили собственный легкий двигатель (улучшающий тягу) для летательного аппарата Райта, более крупным нововведением была система управления, которую они установили на самолет.

Летчик Райта: Уилбур делает поворот, используя деформацию крыла и подвижный руль направления, 24 октября 1902 года. Приписано Уилбуру Райту (1867–1912) и / или Орвиллу Райту (1871–1948). [Общественное достояние], через Wikimedia Commons.

По сути, самолет маневрирует вокруг своего центра тяжести, и есть три уникальные оси, вокруг которых он может вращаться:

Продольная ось от носа к хвосту, также называемая осью крена, то есть перекатывания одного крыла вверх и одного крыла вниз.
Боковая ось от кончика крыла до кончика крыла, также называемая осью тангажа, т. Е. Носом вверх или носом вниз.
Нормальная ось от верха кабины до низа шасси, также называемая осью рыскания, т.е.е. нос вращается влево или вправо.

Основные оси самолета (http://creativecommons.org/licenses/by-sa/3.0)], через Wikimedia Commons

В обычном самолете у нас есть горизонтальный руль высоты, прикрепленный к хвосту для управления тангажом. Во-вторых, вертикальное оперение оснащено рулем (как на лодке), который контролирует рыскание. Наконец, элероны, прикрепленные к крыльям, можно использовать для качения самолета из стороны в сторону. В каждом случае изменение положения летательного аппарата достигается за счет изменения подъемной силы над одной из этих поверхностей управления.
Например:

Перемещение руля высоты вниз увеличивает эффективный развал в горизонтальном оперении, тем самым увеличивая аэродинамическую подъемную силу в задней части летательного аппарата и вызывая опускающийся носом момент относительно центра тяжести летательного аппарата. В качестве альтернативы, движение лифта вверх вызывает движение носа вверх.
В случае руля направления отклонение руля направления в одну сторону увеличивает подъемную силу в противоположном направлении и, следовательно, поворачивает нос самолета в направлении отклонения руля направления.
В случае элеронов одна сторона опускается, а другая поднимается, чтобы создать увеличенную подъемную силу с одной стороны и уменьшенную подъемную силу с другой стороны, тем самым качая самолет.

Поверхности управления самолетом Петр Яворски (http://www.gnu.org/copyleft/fdl.html) через Wikimedia Commons

В начале 20 века идея использования руля высоты и руля направления для управления креном и рысканием была оценена по достоинству. пионеры авиации. Однако идея накренить самолет, чтобы контролировать его направление, была относительно новой.Это принципиально то, что поняли братья Райт. Глядя на Wright Flyer 1903 года, мы ясно видим горизонтальный руль высоты спереди и вертикальный руль направления сзади для управления тангажом и рысканием. Но большим нововведением был механизм перекоса крыла, который использовался для управления креном самолета вбок. Посмотрите видео ниже, чтобы увидеть в действии механизмы руля высоты, руля направления и крыла.

Сегодня многие другие системы управления используются в дополнение к традиционной системе, описанной выше, или вместо нее.Вот некоторые из них:

Элевоны — элероны совмещенные и руль высоты.
Тайлероны — два дифференциально движущихся хвостовых оперения.
Предкрылки передней кромки и закрылки задней кромки — в основном для увеличения подъемной силы при взлете и посадке.

Но в конечном итоге действие операции в основном такое же, подъемная сила над определенной частью самолета изменяется, вызывая момент относительно центра тяжести.

Особые условия элеронов
При работе элеронов возникают два особых условия.

Первый известен как неблагоприятный рыскание. Поскольку элероны отклоняются, один вверх и один вниз, направленный вниз элерон вызывает большее аэродинамическое сопротивление, чем элерон, направленный вверх. Это индуцированное сопротивление зависит от подъемной силы, создаваемой аэродинамическим профилем. Говоря упрощенно, увеличение подъемной силы вызывает более выраженную активность рассеивания вихрей и, следовательно, зону высокого давления за крылом, которая действует как чистая тормозящая сила на самолет. Поскольку направленный вниз аэродинамический профиль создает большую подъемную силу, индуцированное сопротивление соответственно больше.Это увеличенное сопротивление нисходящего элерона (восходящего крыла) поворачивает самолет по направлению к этому крылу, которое должно уравновешиваться рулем направления. Аэродинамики могут противодействовать неблагоприятному эффекту рыскания, требуя, чтобы направленный вниз элерон отклонялся меньше, чем направленный вверх. В качестве альтернативы используются элероны Frize, в которых используются элероны с чрезмерно закругленными передними кромками, чтобы увеличить сопротивление направленного вверх элерона и тем самым помочь противодействовать индуцированному сопротивлению направленного вниз элерона другого крыла.Проблема с элеронами Frize заключается в том, что они могут приводить к опасным флаттерным колебаниям, и поэтому дифференциальное движение элеронов обычно является предпочтительным.

Второй эффект известен как реверс элеронов, который происходит в двух разных сценариях.

На очень низких скоростях с большими углами атаки, например во время взлета или посадки отклонение элерона вниз может остановить крыло или, по крайней мере, уменьшить подъемную силу через крыло, увеличивая эффективный угол атаки выше устойчивых уровней (разделение пограничного слоя).В этом случае нисходящий элерон производит эффект, противоположный желаемому.
На очень высоких скоростях отклонение элерона вверх или вниз может вызвать большие крутящие моменты вокруг крыла, так что все крыло скручивается. Например, направленный вниз элерон будет скручивать заднюю кромку вверх и переднюю кромку вниз, тем самым уменьшая угол атаки и, следовательно, также подъемную силу над этим крылом, а не увеличивая ее. В этом случае проектировщику конструкции необходимо обеспечить, чтобы жесткость крыла на кручение была достаточной для минимизации прогибов под действием скручивающих нагрузок, или чтобы скорость, при которой возникает этот эффект, находилась за пределами проектного диапазона самолета.

Остойчивость
Что мы подразумеваем под устойчивостью самолета? По сути, мы должны различать устойчивость самолета к внешним воздействиям, с пилотом, реагирующим на возмущение, и без него. Здесь мы ограничимся характеристикой устойчивости самолета. Следовательно, летательный аппарат считается устойчивым, если он возвращается в исходное состояние равновесия после небольшого возмущающего смещения без вмешательства пилота. Таким образом, реакция самолета возникает исключительно из-за внутренней конструкции.В горизонтальном полете мы склонны называть это статической стабильностью. Фактически, самолет становится статически устойчивым, когда он возвращается в исходное установившееся состояние полета после небольшого возмущения; статически нестабилен, когда он продолжает отклоняться от исходного устойчивого состояния полета при возмущении; и нейтрально стабильный, когда он остается устойчивым в новом состоянии при возмущении. Второй и более опасный тип устойчивости — это динамическая устойчивость. Самолет может непрерывно возвращаться к исходному установившемуся режиму полета; он может чрезмерно скорректироваться, а затем колебательно сходиться к исходной конфигурации; или он может полностью расходиться и вести себя неконтролируемо, и в этом случае рекомендуется вмешаться пилоту.Статическая нестабильность, естественно, подразумевает динамическую нестабильность, но статическая устойчивость обычно не гарантирует динамической устойчивости.

Три случая статической устойчивости: после нарушения тангажа самолет может быть нестабильным, нейтральным или устойчивым. Автор Оливье Клейнен через Wikimedia Commons.

Продольная / курсовая устойчивость
Под продольной устойчивостью мы понимаем устойчивость самолета вокруг оси тангажа. На характеристики самолета в этом отношении влияют три фактора:

Положение центра тяжести (ЦТ).Как показывает практика, чем дальше вперед (к носу) ЦТ, тем устойчивее самолет по килевой качке. Однако положение ЦТ далеко вперед затрудняет управление самолетом, и на самом деле самолет становится все более тяжелым на более низких скоростях, например при посадке. Чем дальше назад перемещается ЦТ, тем менее статически устойчивым становится самолет. Существует критическая точка, в которой самолет становится нейтрально устойчивым, и любое дальнейшее движение ЦТ в обратном направлении приводит к неконтролируемому расхождению во время полета.
Положение центра давления (ЦП). Центр давления — это точка, в которой, как предполагается, действуют аэродинамические подъемные силы, если они разделены на одну точку. Таким образом, если CP не совпадает с CG, моменты тангажа естественным образом будут индуцироваться относительно CG. Сложность в том, что КП не статичен, но может перемещаться во время полета в зависимости от угла падения крыльев.
Конструкция хвостового оперения и, в частности, руля высоты. Как описано ранее, роль лифта заключается в управлении вращением самолета по тангажу.Таким образом, лифт можно использовать для противодействия любым нежелательным поворотам по тангажу. При проектировании хвостового оперения и самолета в целом крайне важно, чтобы инженеры воспользовались присущими лифту пассивными восстанавливающими способностями. Например, предположим, что угол атаки крыльев увеличивается (нос поднимается вверх) во время полета в результате внезапного порыва ветра, который приводит к увеличению подъемной силы крыла и изменению положения КП. Следовательно, самолет испытывает постепенное изменение момента тангажа относительно ЦТ, заданного параметром

В то же время угол атаки руля высоты также увеличивается из-за возмущения носа вверх / хвостом вниз.Следовательно, проектировщик должен убедиться, что дополнительная подъемная сила руля высоты, умноженная на его расстояние от ЦТ, больше, чем влияние крыльев, т.е.

В результате взаимодействия между CP и CG конструкция хвостового оперения значительно влияет на степень устойчивости самолета по статической тангажу. В общем, из-за общей каплевидной формы фюзеляжа самолета CP самолета обычно опережает его CG. Таким образом, подъемные силы, действующие на самолет, всегда будут вносить некоторый дестабилизирующий момент вокруг ЦТ.В основном задача вертикального оперения (киля) заключается в обеспечении курсовой устойчивости, и без киля большинству самолетов было бы невероятно трудно летать, если бы не совсем нестабильно.

Боковая устойчивость
Под боковой устойчивостью мы подразумеваем устойчивость самолета при перекатывании одного крыла вниз / одного крыла вверх и наоборот. Поскольку самолет катится и крылья больше не перпендикулярны направлению гравитационного ускорения, подъемная сила, действующая перпендикулярно поверхности крыльев, также больше не параллельна силе тяжести.Следовательно, качение самолета создает как компонент вертикальной подъемной силы в направлении силы тяжести, так и компонент горизонтальной боковой нагрузки, тем самым вызывая скольжение самолета в сторону. Если эти боковые нагрузки способствуют возвращению летательного аппарата в его исходную конфигурацию, тогда он будет устойчивым в поперечном направлении. Два наиболее популярных метода достижения этого:

Крылья с наклоном вверх, в которых используется двугранный эффект. Поскольку самолет смещается вбок, крен в одну сторону приводит к большему углу падения на крыло, обращенное вниз, чем на крыло, обращенное вверх.Это происходит потому, что движение крыла вперед и вниз эквивалентно чистому увеличению угла атаки, тогда как движение вперед и вверх другого крыла эквивалентно чистому уменьшению. Следовательно, подъемная сила, действующая на нижнее крыло, больше, чем на восходящее крыло. Это означает, что когда летательный аппарат начинает крениться в сторону, поперечная разница в двух компонентах подъемной силы создает моментный дисбаланс, который имеет тенденцию возвращать самолет к его исходной конфигурации. По сути, это пассивный механизм управления, который не должен запускаться пилотом или какой-либо бортовой электронной системой стабилизации.Противоположный дестабилизирующий эффект может быть произведен направленными вниз боковыми крыльями, но, наоборот, такая конструкция улучшает маневренность.
Двугранный эффект с боковым скольжением. Рисунок из (1).
Стреловидные задние крылья. При боковом скольжении летательного аппарата направленное вниз крыло имеет более короткую эффективную длину хорды в направлении воздушного потока, чем направленное вверх крыло. Более короткая длина хорды увеличивает эффективный изгиб (кривизну) нижнего крыла и, следовательно, приводит к большей подъемной силе на нижнем крыле, чем на верхнем.Это приводит к тому же моменту восстановления, который обсуждался выше для двугранных крыльев.
Эффект обратной развертки укороченного аккорда. Рисунок из (1).

Стоит отметить, что переднее и заднее крыло можно комбинировать для достижения компромисса между стабильностью и маневренностью. Например, самолет может быть сконструирован чрезмерно с сильно стреловидными крыльями, при этом некоторая часть устойчивости может быть устранена за счет угловой конструкции для улучшения маневренности.

Из Calvin and Hobbes Daily (http: // calvinhobbesdaily.tumblr.com/image/137916137184)

Взаимодействие продольной / направленной и поперечной устойчивости
Как описано выше, движение летательного аппарата в одной плоскости часто связано с движением в другой. Крен самолета заставляет одно крыло двигаться вперед, а другое назад и, таким образом, изменяет относительные скорости воздушного потока над крыльями, что приводит к различиям в подъемной силе, создаваемой двумя крыльями. В результате рыскание сочетается с креном. Эти эффекты взаимодействия и связи могут привести к вторичным типам нестабильности.

Например, при нестабильности спирали взаимодействуют направленная устойчивость рыскания и поперечная устойчивость качения. Когда мы обсуждали боковую устойчивость, мы отметили, что боковое скольжение, вызванное возмущением качения, создает восстанавливающий момент против качения. Однако из-за курсовой устойчивости он также создает эффект рыскания, увеличивающий крен. Относительная величина бокового и направленного восстанавливающих эффектов определяет, что произойдет в данном сценарии. Большинство самолетов спроектированы с большей курсовой устойчивостью, поэтому небольшое нарушение направления крена приводит к большему крену.Если самолет не уравновешивается пилотом или электронной системой управления, он может войти в постоянно увеличивающийся вираж пикирования.

Другой пример — голландский крен, сложное движение вперед-назад между рысканием и креном. Если стреловидное крыло возмущено возмущением рыскания, теперь немного более направленное вперед крыло генерирует большую подъемную силу, точно по тем же аргументам, что и в случае бокового смещения с более короткой эффективной хордой и большей эффективной площадью для воздушного потока. В результате самолет перекатывается в сторону немного более повернутого назад крыла.Однако такое же направленное вперед крыло с более высокой подъемной силой также создает большее индуцированное сопротивление, которое имеет тенденцию отклонять самолет назад в противоположном направлении. При определенных обстоятельствах эта последовательность событий может продолжаться, создавая дискомфортное колебательное движение. Сегодня в большинстве самолетов в системе автоматического управления установлены демпферы для предотвращения этой колебательной неустойчивости.

В этом посте я описал лишь небольшое количество проблем управления, с которыми инженеры сталкиваются при проектировании самолетов.Большинство самолетов сегодня управляются сложными компьютерными программами, которые делают потерю управления или устойчивости маловероятной. Свободный полет без посторонней помощи, как его еще называют, становится все реже и в основном ограничивается маневрами старта и приземления. Фактически, более вероятно, что интерфейс между человеком и машиной будет причиной большинства сбоев системы в будущем.

Список литературы

(1) Ричард Бойер (1992). Аэродинамика для профессионального пилота.Эйрлайф Паблишинг Лтд., Шрусбери, Великобритания.

Нравится:

Нравится Загрузка …

Похожие сообщения

Конструктивные характеристики самолета (Часть вторая)

Боковая устойчивость (крен)

Стабильность относительно продольной оси самолета, которая простирается от носа самолета до его хвоста, называется поперечной устойчивостью. Положительная боковая устойчивость помогает стабилизировать боковой эффект или «эффект качения», когда одно крыло опускается ниже, чем крыло на противоположной стороне самолета.Существует четыре основных конструктивных фактора, которые делают самолет устойчивым в поперечном направлении: двугранный, стреловидный, эффект киля и распределение веса.

Рисунок 5-28. Двугранный угол — это угол наклона крыльев вверх от горизонтальной (вид спереди / сзади) оси самолета, как показано на графическом изображении и виде сзади Ryanair Boeing 737.

Двугранный угол

Некоторые самолеты спроектированы таким образом, что внешние кончики крыльев выше корней крыльев. Восходящий угол, образованный крыльями, называется двугранным.[Рис. 5-28] Когда порыв ветра вызывает перекат, возникает боковое скольжение. Это боковое скольжение вызывает относительный ветер, воздействующий на весь самолет, со стороны направления скольжения. Когда относительный ветер дует сбоку, крыло, скользящее по ветру, подвергается увеличению AOA и развивает подъемную силу. Угол атаки крыла, находящегося вдали от ветра, уменьшается, и его подъемная сила уменьшается. Изменения подъемной силы влияют на момент качения, стремящийся поднять наветренное крыло, следовательно, двугранность способствует стабильному крену из-за бокового скольжения.[Рисунок 5-29]

Рисунок 5-29. Боковое скольжение, вызывающее различную AOA на каждом лезвии.

Стреловидность и расположение крыла

Многие аспекты конфигурации самолета могут повлиять на его эффективный двугранный угол, но двумя основными компонентами являются стреловидность крыла и расположение крыла по отношению к фюзеляжу (например, низкорасположенное крыло или высокое крыло). По приблизительным оценкам, 10 ° стреловидности на крыле обеспечивает около 1 ° эффективного двугранного угла, в то время как конфигурация высокого крыла может обеспечить около 5 ° эффективного двугранного угла крыла по сравнению с конфигурацией крыла с низким уровнем крыла.

Рисунок 5-30. Стреловидные крылья.

Стреловидное крыло — это крыло, у которого передняя кромка наклонена назад. [Рисунок 5-30] Когда возмущение заставляет самолет со стреловидностью скользить или опускать крыло, низкое крыло представляет свою переднюю кромку под углом, более перпендикулярным относительному воздушному потоку. В результате низкорасположенное крыло приобретает большую подъемную силу, поднимается вверх, и самолет возвращается в исходное положение в полете.

Рекомендации по летной грамотности Справочник Рода Мачадо «Как управлять самолетом» — Изучите основные основы управления любым самолетом.Сделайте летную подготовку проще, дешевле и приятнее. Освойте все маневры чек-рейда. Изучите философию полета «клюшкой и рулем». Не допускайте случайной остановки или вращения самолета. Посадите самолет быстро и с удовольствием.

Эффект киля и распределение веса

Самолет с высоким крылом всегда имеет тенденцию поворачивать продольную ось самолета в направлении относительного ветра, что часто называют эффектом киля. Эти летательные аппараты устойчивы в поперечном направлении просто потому, что крылья прикреплены в верхнем положении к фюзеляжу, заставляя фюзеляж вести себя как киль, оказывающий стабилизирующее влияние на самолет в поперечном направлении вокруг продольной оси.Когда самолет с высоким крылом опрокидывается и одно крыло опускается, вес фюзеляжа действует как маятник, возвращающий самолет на горизонтальный уровень.

Самолет с боковой устойчивостью сконструирован таким образом, что большая часть площади киля находится над ЦТ. [Рис. 5-31] Таким образом, когда самолет скользит в сторону, комбинация веса самолета и давления воздушного потока на верхнюю часть зоны киля (оба воздействуют на ЦТ), как правило, откатывает самолет обратно в горизонтальный полет.

Рисунок 5-31. Киль для боковой устойчивости.

Устойчивость по направлению (рыскание)

Стабильность относительно вертикальной оси самолета (поперечный момент) называется устойчивостью по рысканию или курсовой устойчивостью. Устойчивость по рысканию или курсовая устойчивость — это наиболее легко достижимая устойчивость в конструкции самолета. Площадь вертикального оперения и боковые стороны фюзеляжа позади CG являются основными факторами, которые заставляют самолет действовать как хорошо известный флюгер или стрелка, направляя нос в сторону относительного ветра.

При осмотре флюгера можно увидеть, что если бы точно такое же количество поверхности было бы подвержено ветру перед точкой поворота, как и позади нее, силы вперед и назад были бы уравновешены и незначительное или нулевое движение по направлению приведет. Следовательно, необходимо иметь большую поверхность позади точки поворота, чем перед ней.

Точно так же конструктор самолета должен обеспечить положительную курсовую устойчивость, сделав боковую поверхность большей задней части, чем перед ЦТ.[Рисунок 5-32] Для обеспечения дополнительной положительной устойчивости по сравнению с фюзеляжем добавлен вертикальный киль. Плавник действует так же, как перо стрелы, поддерживая прямой полет. Как и в случае с флюгером и стрелкой, чем дальше к корме расположен этот стабилизатор и чем больше его размер, тем выше курсовая устойчивость самолета.

Рисунок 5-32. Фюзеляж и оперение для курсовой устойчивости.

Если самолет летит по прямой и боковой порыв воздуха вызывает небольшое вращение самолета вокруг своей вертикальной оси (т.е., правый), движение замедляется и останавливается плавником, потому что, когда самолет вращается вправо, воздух ударяет в левую сторону киля под углом. Это вызывает давление на левую сторону киля, который сопротивляется повороту и замедляет рыскание самолета. При этом он действует как флюгер, поворачивая самолет против ветра. Первоначальное изменение направления траектории полета самолета обычно немного отстает от его изменения курса.Таким образом, после небольшого рыскания самолета вправо возникает кратковременный момент, когда он все еще движется по своей первоначальной траектории, но его продольная ось смещена немного вправо.

Затем самолет на мгновение заносит в сторону, и в этот момент (поскольку предполагается, что, хотя рыскание прекратилось, избыточное давление на левую сторону киля все еще сохраняется), самолет обязательно имеет тенденцию к частично повернуть обратно влево.То есть есть мгновенная тенденция к восстановлению, вызванная плавником.

Эта тенденция к восстановлению развивается относительно медленно и прекращается, когда самолет перестает заносить. Когда он прекращается, самолет летит в направлении, немного отличающемся от первоначального. Другими словами, он не вернется к исходному заголовку самостоятельно; пилот должен восстановить первоначальный курс.

Незначительное улучшение курсовой устойчивости может быть получено за счет обратной стреловидности.Стреловидность заложена в конструкцию крыла, в первую очередь, для задержки наступления сжимаемости во время высокоскоростного полета. В более легких и медленных самолетах стреловидность помогает найти центр давления в правильном соотношении с ЦТ. Продольно устойчивый самолет построен с центром давления позади ЦТ.

По конструктивным причинам авиаконструкторы иногда не могут прикрепить крылья к фюзеляжу точно в нужной точке. Если бы им пришлось установить крылья слишком далеко вперед и под прямым углом к фюзеляжу, центр давления не был бы достаточно далеко позади, чтобы обеспечить желаемую степень продольной устойчивости.Однако, встроив в крылья стреловидность, конструкторы могут сместить центр давления назад. Величина стреловидности и положение крыльев затем помещают центр давления в правильное место.

Когда турбулентность или применение руля направления заставляет самолет отклоняться в сторону от курса, противоположное крыло имеет более длинную переднюю кромку, перпендикулярную относительному воздушному потоку. Скорость полета переднего крыла увеличивается, и оно приобретает большее сопротивление, чем заднее крыло. Дополнительное сопротивление переднего крыла оттягивает крыло назад, возвращая самолет на исходную траекторию.

Вклад крыла в статическую курсовую устойчивость обычно невелик. Стреловидное крыло обеспечивает стабильный вклад в зависимости от величины стреловидности, но этот вклад относительно невелик по сравнению с другими компонентами.

Свободно направленные колебания (голландский крен)

Голландский крен — это сопряженное поперечное / направленное колебание, которое обычно динамически устойчиво, но небезопасно для самолета из-за колебательного характера. Демпфирование колебательного режима может быть слабым или сильным в зависимости от характеристик конкретного летательного аппарата.

Если у самолета опущено правое крыло, положительный угол бокового скольжения корректирует крыло в поперечном направлении до того, как нос будет совмещен с относительным ветром. По мере того, как крыло корректирует положение, может возникать поперечное направленное колебание, в результате чего нос самолета будет образовывать восьмерку на горизонте в результате двух колебаний (крена и рыскания), которые, хотя и имеют примерно одинаковую величину, отсутствуют. фазы друг с другом.

В большинстве современных самолетов, за исключением конструкций с высокоскоростным стреловидным крылом, эти свободные направленные колебания обычно автоматически затухают за очень мало циклов, если воздух не остается порывистым или турбулентным.Самолеты с продолжающейся нидерландской тенденцией крена обычно оснащены гиростабилизированными амортизаторами рыскания. Производители стараются достичь середины между слишком высокой и слишком низкой устойчивостью по направлению. Поскольку для самолета более желательно иметь «спиральную нестабильность», чем склонность к крену в Голландии, большинство самолетов спроектировано с этой характеристикой.

Спиральная неустойчивость

Спиральная нестабильность существует, когда статическая курсовая устойчивость самолета очень высока по сравнению с эффектом его двугранного угла в поддержании бокового равновесия.Когда боковое равновесие самолета нарушается порывом воздуха и возникает боковое скольжение, сильная курсовая устойчивость имеет тенденцию отклонять нос в результирующий относительный ветер, в то время как сравнительно слабый двугранный отстает в восстановлении бокового баланса. Из-за этого рыскания крыло с внешней стороны вращающего момента движется вперед быстрее, чем внутреннее крыло, и, как следствие, его подъемная сила становится больше. Это вызывает тенденцию к выходу за пределы допустимого диапазона, которая, если пилот не исправляет ее, приводит к тому, что угол крена становится все круче и круче.В то же время сильная курсовая устойчивость, из-за которой самолет отклоняется от относительного ветра, фактически вынуждает нос самолета снижаться по тангажу. Начинается медленная нисходящая спираль, которая, если пилот не противодействует ей, постепенно переходит в крутое спиральное пикирование. Обычно скорость отклонения спирального движения настолько постепенная, что пилот может без труда контролировать тенденцию.

Многие воздушные суда в той или иной степени подвержены этой характеристике, хотя по своей природе они могут быть стабильными по всем остальным нормальным параметрам.Эта тенденция объясняет, почему самолет не может бесконечно летать «без рук».

Было проведено много исследований по разработке устройств управления (выравнивателя крыла) для исправления или устранения этой нестабильности. Пилот должен быть осторожен при применении средств управления восстановлением на продвинутых стадиях этого состояния спирали, иначе на конструкцию могут быть наложены чрезмерные нагрузки. Неправильное восстановление после спиральной нестабильности, приводящей к отказам конструкции в полете, вероятно, привело к большему количеству погибших в самолетах авиации общего назначения, чем любой другой фактор.Поскольку скорость полета в условиях спирали быстро увеличивается, применение силы заднего руля высоты для уменьшения этой скорости и поднятия носа только «сжимает поворот», увеличивая коэффициент нагрузки. Результатом продолжительной неконтролируемой спирали является разрушение конструкции в полете, врезание в землю или и то, и другое. Распространенными зарегистрированными причинами попадания пилотов в такую ситуацию являются потеря ориентира по горизонту, неспособность управлять самолетом с помощью приборов или сочетание того и другого.

Летная грамотность рекомендует

Методика адаптивной дифференциальной тяги для боковой / направленной устойчивости самолета с полностью поврежденным вертикальным стабилизатором

В этой статье исследуется использование дифференциальной тяги, чтобы помочь коммерческому самолету с поврежденным вертикальным стабилизатором, чтобы восстановить его поперечная / путевая устойчивость.В случае потери самолетом вертикального стабилизатора, связанная с этим потеря поперечной / путевой устойчивости и управляемости может привести к аварии со смертельным исходом. В этой статье исследуется самолет с полностью поврежденным вертикальным стабилизатором и предлагается уникальный подход к адаптивному управлению на основе дифференциальной тяги для достижения стабильного диапазона полета. Динамика силовой установки самолета моделируется как система дифференциальных уравнений с постоянной времени двигателя и членами с временной задержкой для изучения времени отклика двигателя по отношению к дифференциальной подводимой тяге.Затем представлен предлагаемый модуль управления дифференциальной тягой для сопоставления входного сигнала руля направления с входным дифференциальным усилием. Реализовано адаптивное управление эталонной моделью на основе подхода устойчивости Ляпунова для проверки способности поврежденного самолета отслеживать (эталонную) реакцию модели в экстремальном сценарии. Результаты исследования демонстрируют успешное применение такого подхода с дифференциальной тягой для восстановления поперечной / путевой устойчивости поврежденного самолета без вертикального стабилизатора.Наконец, проведенные результаты анализа устойчивости и неопределенности позволяют сделать вывод о том, что устойчивость и характеристики поврежденного самолета остаются в желаемых пределах, и демонстрируют безопасный полет с помощью предлагаемой методологии адаптивного управления.

1. Введение

Вертикальный стабилизатор является важным элементом, обеспечивающим самолету характеристику курсовой устойчивости, в то время как элероны и руль направления служат в качестве основных поверхностей управления при маневрах по рысканию и крену.В случае потери самолетом вертикального стабилизатора устойчивое повреждение приведет к нарушению поперечной / курсовой устойчивости, а отсутствие контроля может привести к аварии со смертельным исходом. Яркими примерами такого сценария являются крушение American Airlines 587 в 2001 году, когда Airbus A300-600 потерял свой вертикальный стабилизатор из-за турбулентности в спутном следе, в результате чего погибли все пассажиры и члены экипажа [1], а также крушение рейса 123 Japan Airlines в 1985 году, когда Boeing 747-SR100 потерял вертикальный стабилизатор, что привело к неуправляемому самолету, что привело к 520 жертвам [2].

Однако не все ситуации потери вертикального стабилизатора приводили к полной катастрофе. В одном из таких случаев, рейсе 232 United Airlines в 1989 году [3], было доказано, что дифференциальная тяга может сделать самолет управляемым. Еще одним замечательным достижением является посадка Boeing 52-H, несмотря на то, что в 1964 году самолет потерял большую часть своего вертикального стабилизатора [4].

Исследования по этой теме проводились с двумя основными целями: понять характеристики реакции поврежденного самолета, такие как работы Бэкона и Грегори [5], Нгуена и Степаняна [6], а также Шаха [7]. как придумать алгоритм автоматического управления для спасения самолета от бедствий, где соответствующая работа была проведена в работе Burcham et al.[8], Guo et al. [9], Лю и др. [10], Тао и Иоану [11], Урнес и Нильсен [12].

Известное исследование по теме поврежденного транспортного самолета включает работу Шаха [7], в которой было проведено исследование в аэродинамической трубе для оценки аэродинамических эффектов повреждений подъемных поверхностей и поверхностей устойчивости / управления коммерческого транспортного самолета. В своей работе Шах [7] изучал это явление в виде частичной или полной потери крыла, горизонтальных или вертикальных стабилизаторов для разработки систем управления полетом для восстановления поврежденного самолета после неблагоприятных событий.

В литературе существует аналогичное исследование, проведенное Степаняном и соавт. [13], в котором дается общая структура такой проблемы, но отсутствуют некоторые очень важные детали. В этой работе мы обращаемся к этим ключевым моментам и приводим доказательства того, почему его следует улучшить, как указано в этом исследовании. Кроме того, в работе Нгуена и Степаняна [6] исследуется влияние требований к времени отклика двигателя типового транспортного самолета в ситуациях серьезных повреждений, связанных с вертикальным стабилизатором.Они провели исследование, в котором основное внимание уделяется оценке требований к конструкции двигателя для быстрого реагирования в аварийной ситуации. Кроме того, Урнес и Нильсен [12] исследовали использование дифференциальной тяги в качестве команды тяги для управления курсовой устойчивостью поврежденного транспортного самолета, чтобы выявить влияние изменения характеристик самолета из-за потери вертикального стабилизатора. и для повышения устойчивости за счет использования тяги двигателя в качестве режима аварийного управления рысканием с обратной связью от датчиков движения летательного аппарата.

Существующие ценные исследования в литературе дают представление о динамике такого экстремального сценария, включая некоторые уникальные исследования нелинейного управления [14] и различных приложений, таких как адаптивные методы обнаружения и изоляции неисправностей [15]. Кроме того, существуют дополнительные ценные исследования, которые варьируются от оценки повреждений [16] до более конкретных активных отказоустойчивых систем [17, 18] и приложений надежного управления (т. Е. H-inf.) [19]. В этой статье, по сравнению с существующими работами, представлены новая структура и методология, в которых реализуются эталонные модели и методология адаптивного управления на основе Ляпунова (основанная на диссертационной работе Лу [20]), чтобы помочь такому поврежденному самолету безопасная посадка с предоставленными гарантиями асимптотической устойчивости.

Документ организован следующим образом: Номинальные и поврежденные модели самолетов получены в Разделе 2. Динамика оборудования как штатного (неповрежденного) самолета, так и поврежденного самолета исследуется в Разделе 3. В Разделе 4 двигатель Динамика реактивного самолета моделируется как система дифференциальных уравнений с соответствующими членами постоянной времени и временной задержкой для исследования характеристики реакции двигателя на входную дифференциальную тягу. В Разделе 5 разработан новый модуль управления дифференциальной тягой, который отображает вход руля направления на вход дифференциальной тяги.В Разделе 6 исследуется реакция системы разомкнутого контура самолета. Затем, в разделе 7, контроллер линейно-квадратичного регулятора разработан для стабилизации поврежденного самолета и обеспечения эталонной динамики модели. В разделе 8 реализована методология адаптивного управления эталонной эталонной моделью на основе подхода Ляпунова для проверки способности поврежденного самолета имитировать (эталонную) реакцию модели и достигать безопасных (и стабильных) условий эксплуатации. В разделе 9 проводится анализ устойчивости и неопределенности для проверки стабильности и подтверждения общих характеристик системы при наличии неопределенности.В разделе 10 работа завершается.

2. Модели самолетов

2.1. Номинальная модель самолета

Для этого исследования в качестве основной прикладной платформы был выбран Boeing 747-100, чтобы продемонстрировать, что такая стратегия, основанная на Ляпунове и эталонном адаптивном управлении (MRAC-), применима к реактивным лайнерам гражданской авиации. Данные для номинального (неповрежденного) Boeing 747-100 приведены в таблице 1.


Параметр	Значение

	5500
	196
	27.3
	69,83








	−0,160
	−0,340
	0,130
	0,013
	0.008
	0,160
	−0,026
	−0,28
	0,0018
	−0,100
	−0,100
	−0,78,90	0
	0
	0
	0,120

Взято из Нгуена и Степаняна [6], поперечное / направление линейные уравнения движения штатного (неповрежденного) ЛА с неповрежденными элеронами и рулем направления в качестве управляющих входов представлены в виде где состояния:,, и, которые представляют угол крена, скорость крена, угол бокового скольжения и скорость рыскания соответственно.Соответствующими управляющими входами являются (ввод / команда элеронов) и (ввод / команда руля направления).

2.2. Модель поврежденного самолета

Для моделирования поврежденного самолета в случае потери вертикального стабилизатора производные поперечной / путевой устойчивости необходимо пересмотреть и пересчитать. Поскольку в этом исследовании предполагается, что вертикальный стабилизатор полностью утрачен / поврежден, будет нарушена вся аэродинамическая конструкция, и необходимо будет рассчитать и изучить новые соответствующие производные устойчивости.Поперечные / направленные безразмерные производные, которые зависят от вертикального стабилизатора, включают [23] следующее:

Из-за потери вертикального стабилизатора площадь вертикального оперения, объем и коэффициент полезного действия будут равны нулю; следовательно, . Если предполагается, что вертикальный стабилизатор является основной аэродинамической поверхностью, отвечающей за устойчивость флюгера, тогда. Наконец-то, .

Кроме того, без вертикального стабилизатора данные о массе и инерции поврежденного самолета будут изменены, где значения, отражающие такой сценарий (для поврежденного самолета), перечислены в таблице 2.

В этом исследовании, в случае потери вертикального стабилизатора, предлагается использовать дифференциальную составляющую тяги динамики самолета в качестве альтернативного управляющего входа, заменяющего управление рулем направления, для восстановления устойчивости и управления поперечной / направленной динамикой полета. . Далее представлены линейные уравнения движения в боковом направлении поврежденного самолета с элеронами, дифференциальной и коллективной тягой в качестве управляющих входов [6], как

В этом случае, если начальный угол бокового скольжения дифферента равен нулю, то это не имеет никакого значения для эффективности управления для небольшого возмущения вокруг условия дифферента [6], что означает, что приведенные выше уравнения движения могут быть сокращены. к окончательной форме управляющих уравнений движения поврежденного самолета как

2.3. Условия полета

В данном исследовании выбран сценарий полета крейсерского полета на установившемся горизонтальном уровне для Boeing 747-100 со скоростью 0,65 Маха (с соответствующей воздушной скоростью 673 [фут / сек]) на высоте 20 000 (фут). . Предполагается, что в какой-то момент во время полета вертикальный стабилизатор полностью поврежден, и самолет практически не имеет вертикального стабилизатора.

Здесь мы хотели бы отметить, что этот метод также может быть расширен для охвата различных режимов работы (конвертов) и фактически также будет охватывать сценарий посадки.Некоторые ограничения, связанные с этим подходом, могут быть реакцией на немоделированную динамику, которая в определенной степени была рассмотрена в разделе устойчивости. Этот подход направлен не только на то, чтобы охватить «полный» диапазон полета, он нацелен на демонстрацию осуществимости такого подхода.

Далее исследуются средства управления воздушным судном в таком крайнем случае. Для этого для анализа разрабатываются следующие номинальные (неповрежденные) и поврежденные модели самолетов.

3. Plant Dynamics

При данных условиях полета и информации, представленной в таблице 1, соответствующее представление в пространстве состояний для поперечной / направленной динамики номинального (неповрежденного) Boeing 747-100 получается как

На основании данных о производных поперечной / путевой устойчивости самолета без его вертикального стабилизатора (как указано в разделе 2.2), поперечное / направленное представление поврежденного самолета может быть получено следующим образом:

Здесь определяется как матрица состояний номинального неповрежденного воздушного судна, тогда как представляет собой матрицу состояний поврежденного воздушного судна.Кроме того, представляет собой входную матрицу, где элероны и руль направления являются управляющими входами неповрежденного (номинального) самолета, тогда как обозначает входную матрицу сценария, в котором элероны и дифференциальная тяга являются управляющими входами поврежденного самолета. Также стоит отметить, что структура входной матрицы номинального самолета и поврежденного самолета остается довольно схожей, за исключением термина. In, равно, но равно in, что устраняет влияние дифференциальной тяги на угол бокового скольжения.

Здесь мы хотели бы подчеркнуть очень важное различие между существующими литературными исследованиями (включая Степанян и др. [13]) и этой работой.

Замечание 1. Очень хорошо известен (учебник) факт, что статическая курсовая устойчивость (в смысле бокового скольжения) самолета достигается за счет вертикального стабилизатора. Без средств вертикального стабилизатора статическая курсовая устойчивость самолета остается очень сложной задачей. Это также очень четко показано в анализе производной аэродинамической устойчивости (представленном в разделе 2.2) и это видно из сравнения и, представленных в (5) и (7), соответственно. Если внимательно соблюдать (7), будет ясно, что в случае полной потери вертикального стабилизатора не будет абсолютно никакого соответствия между любым из входов и / или в зависимости от угла бокового скольжения (), который не учитывается в таблице. существующие произведения в литературе. Это создает уникальную структуру входной матрицы-B и создает проблемы с точки зрения особенностей конструкции системы управления. Таким образом, мы предлагаем следующую структуру динамики сильно поврежденного самолета для отражения реального применимого сценария.

Допущение 2. На основании проведенного анализа аэродинамической устойчивости поврежденный самолет с полной потерей вертикального стабилизатора сохраняет структуру матрицы управления (входной) как и предполагается, что он имеет ограниченные полномочия по управлению для представления сценария повреждения вертикального стабилизатора.

В (9), предположение 2 и на основе геометрического анализа производных аэродинамической устойчивости поврежденного самолета, представленного в разделе 2.2, мы подчеркиваем тот факт, что (с полностью поврежденным вертикальным оперением) существует отображение только с на рысканья. и крен динамика, но не обязательно боковая динамика.Таким образом, предположение 2 и анализ, проведенный в разделе 2.2, важны и важны.

Далее, помимо структуры матрицы управления, мы представляем демпфирующие характеристики штатного и поврежденного самолета. Они сведены в Таблицы 3 и 4 для дальнейшего изучения.


Режим	Расположение полюса	Демпфирование	Частота (1 / с)	Период (с)

Голландский ролик
Спираль
Рулон

7 9009 3 крен

Режим	Расположение полюса	Демпфирование	Частота (1 / с)	Период (с)

Голландский ролик
Спираль				с

Таблица 3 показывает, что все три боковых / направленных режима номинального самолета стабильны благодаря расположению полюсов в левой полуплоскости (LHP), в то время как таблица 4 ясно указывает на неустойчивый характер поврежденного самолета в режиме крена в голландском направлении из-за расположения полюсов правой полуплоскости (RHP).Кроме того, полюс спиральной моды лежит в начале координат, что представляет собой очень медленную (также нестабильную) динамику. Единственным устойчивым режимом поврежденного самолета является режим крена из-за расположения полюса левой полуплоскости (LHP). Расположение полюсов как номинального, так и поврежденного самолета также показано на рисунке 1.

При анализе динамики самолета без вертикального стабилизатора динамика силовой установки будет играть жизненно важную роль в маневренности самолета и заслуживает особого внимания. тщательное расследование, которое более подробно рассматривается в следующем разделе.
4. Динамика движения
С появлением достижений в производственных процессах, конструкциях и материалах хорошо известно, что авиационные двигатели превратились в очень сложные системы и включают в себя многочисленные нелинейные процессы, которые влияют на общие характеристики (и стабильность). самолета. С точки зрения баланса сил это обычно происходит из-за существующей связанной и сложной динамики между компонентами двигателя и их взаимоотношений при создании тяги. Однако, чтобы использовать дифференциальную тягу, создаваемую реактивными двигателями, в качестве управляющего сигнала для поперечной / курсовой устойчивости, необходимо моделировать динамику двигателя, чтобы получить представление о характеристиках реакции двигателей.
Реакция двигателя, вообще говоря, зависит от его постоянной времени и характеристик выдержки времени. Постоянная времени определяет, насколько быстро двигатель создает тягу, в то время как задержка по времени (которая обратно пропорциональна начальному уровню тяги) возникает из-за задержки в транспортировке жидкости двигателя и инерции механических систем, таких как роторы и лопатки турбомашин [ 6].
Также предлагается [6], что нелинейная динамическая модель двигателя может быть упрощена как линейная модель второго порядка с запаздыванием по времени следующим образом: где и — коэффициент демпфирования и частота полосы пропускания динамики двигателя с обратной связью, соответственно; — коэффициент задержки по времени и — команда тяги, предписанная углом резольвера дроссельной заслонки двигателя.
С постоянной времени, обратной величине полосы пропускания и выбранной равной 1, представляющей критически затухающий отклик двигателя (для сравнения с существующими исследованиями), динамика двигателя может быть представлена как
Для этого исследования был выбран двигатель Pratt and Whitney JT9D-7A для применения в примере с Боингом 747-100, где сам двигатель развивает максимальную тягу 46 500 фунтов силы [24]. При 0,65 Маха и условиях полета 20000 футов постоянная времени двигателя равна 1.25 секунд, а задержка — 0,4 секунды [6].
Таким образом, кривая характеристики тяги двигателя при 0,65 Маха и 20000 футов получается, как показано на рисунке 2, который дает полезное представление о том, как постоянная времени и факторы задержки по времени влияют на создание тяги для реактивного двигателя JT9D-7A. . На скорости 0,65 Маха и 20000 футов, с постоянной времени двигателя 1,25 секунды и задержкой по времени 0,4 секунды двигателю требуется примерно десять секунд, чтобы достичь установившегося состояния и выработать максимальную тяговую способность при 46 500 фунт-сила-фут от триммированной тяги. 3221 фунт-сила.Увеличение выработки тяги происходит относительно линейно с характеристикой реакции двигателя приблизительно 12 726 фунт-сила / с в течение первых двух секунд, а затем кривая тяги становится нелинейной, пока она не достигнет своего установившегося состояния при максимальной тяговой способности примерно через десять секунд. Это представляет собой одно из основных различий между рулем направления и дифференциальной тягой как управляющим входом. Из-за запаздывания в транспортировке жидкости двигателя и инерции турбомашин дифференциальная тяга (как управляющий вход) не может реагировать так же мгновенно, как руль направления, что необходимо очень серьезно учитывать при проектировании системы управления.

5. Дифференциальная тяга как механизм управления
5.1. Динамика и конфигурация тяги
Чтобы использовать дифференциальную тягу в качестве управляющего сигнала для обычного четырехмоторного (который может быть очень легко адаптирован к двухмоторному) самолета, разработан модуль управления дифференциальной тягой, обеспечивающий отображение между динамика руля направления и соответствующие значения тяги. Поскольку это хорошо известная (учебная) концепция, общая входная дифференциальная тяга определяется как общая тяга, создаваемая .В этом сценарии она определяется как чистая тяга в результате динамики двигателя номер 1 и двигателя номер 4, в то время как количество тяги, создаваемой остальными двигателями, остается равным и фиксированным, как показано в (12), чтобы сбалансировать связанный крутящий момент / значения момента. Эта концепция более подробно проиллюстрирована на Рисунке 3.

Двигатели № 1 и 4 используются для создания дифференциальной тяги из-за более длинного плеча момента, что делает дифференциальную тягу более эффективной в качестве управления моментом рыскания.Это приводит к необходимости разработки логики, которая сопоставляет вход руля направления с входом дифференциальной тяги, что дополнительно объясняется в следующем разделе.
5.2. Вход руля направления в логику отображения входа дифференциальной тяги
Когда вертикальный стабилизатор самолета не поврежден (то есть с номинальной динамикой установки), элероны и руль направления остаются основными механизмами управляющего входа. Однако, когда вертикальный стабилизатор поврежден, управляющее усилие от руля направления не реагирует.Чтобы устранить этот сбой, но по-прежнему иметь возможность использовать требование руля направления, в логику управления вводится модуль управления дифференциальной тягой, как показано на рисунках 4 и 5 соответственно. Этот модуль управления дифференциальной тягой отвечает за сопоставление соответствующей динамики ввода / вывода от педалей руля направления с реакцией самолета, так что, когда руль направления (и весь вертикальный стабилизатор) полностью потерян, вход руля направления все еще будет использоваться, но переключается / преобразовывается на вход дифференциальной тяги, который действует как вход руля направления для управления поперечным / направленным движением.Эта логика составляет один из новых подходов, представленных в этой статье.

Как также можно видеть из рисунков 4 и 5, функция модуля управления дифференциальной тягой заключается в преобразовании входного сигнала руля направления (педали) во входное дифференциальное усилие. Для этого вход руля направления (педали) (в радианах) отображается на входную дифференциальную тягу (в фунтах-силе), которая затем передается в динамику двигателя, как обсуждалось ранее в разделе 4. С этой модификацией динамика двигателя будет определять, как создается дифференциальная тяга, которая затем используется как «виртуальный руль направления» в динамике самолета.Преобразование радиан в фунт-сила, даже если это простая учебная информация, выводится и приводится в следующем разделе для полноты.
5.3. Коэффициент преобразования радиан в фунт-сила
Используя рисунок 3 и допущение о полете на установившемся горизонтальном уровне, можно получить следующее соотношение: Это означает, что момент рыскания при отклонении руля направления и при использовании дифференциальной тяги должен быть одинаковым. Следовательно, взаимосвязь между входом управления дифференциальной тягой и входом управления рулем направления может быть получена как
Исходя из условий полета на скорости 0 Маха.65 и 20000 футов, а также данные для Boeing 747-100, приведенные в таблице 1, коэффициент преобразования для входа управления рулем направления на вход дифференциальной тяги рассчитывается следующим образом:
Из-за условного обозначения отклонения руля направления и диаграммы свободного тела на Рисунке 3 здесь отрицательное значение. Таким образом, для Boeing 747-100 в этом исследовании коэффициент преобразования для преобразования входного сигнала руля направления в дифференциальный входной сигнал тяги равен
5.4. Управляемая дифференциальная тяга и доступная дифференциальная тяга
В отличие от руля направления, из-за задержки динамики двигателя с постоянной времени, существует большая разница в управляемой дифференциальной тяге и доступной дифференциальной тяге, как показано на рисунке 6.

Из рисунка 6 видно, что по сравнению с управляемой дифференциальной тягой доступная дифференциальная тяга равна по величине, но больше по времени доставки. Для ступенчатого воздействия на руль направления на один градус соответствующая эквивалентная управляемая и доступная дифференциальная тяга составляет 7737 фунт-сил, которые выдаются за десять секунд. В отличие от мгновенного управления входом руля направления, существует задержка, связанная с использованием дифференциальной тяги в качестве управляющего входа.Это происходит из-за задержки в транспортировке моторной жидкости и инерции механических систем, таких как роторы и лопатки турбомашин [6]. Это важное соображение при проектировании, которое будет учтено на этапе проектирования адаптивной системы управления в следующих разделах.
6. Анализ реакции разомкнутой системы
После этого на рисунке 7 представлены характеристики реакции разомкнутой динамики самолета с поврежденным вертикальным стабилизатором на ступенчатый входной сигнал элеронов на один градус и дифференциальную тягу.Хорошо видно, что, когда самолет серьезно поврежден и вертикальный стабилизатор потерян, реакция самолета на предоставленные входные сигналы совершенно нестабильна во всех четырех состояниях (что также было очевидно из расположения полюсов). Это означает, что у контролирующего органа (или пилота) не будет возможности вовремя стабилизировать самолет, что требует нового подхода к спасению поврежденного самолета. Это еще один момент, где представлен второй новый вклад статьи: стратегия автоматического управления для стабилизации самолета, которая позволяет безопасно (т.е., неповрежденный) посадка самолета.

7. Расчет линейно-квадратичного регулятора для модельной динамики предприятия
7.1. Базовая теория
Как хорошо известно из литературы, оптимальное управление нацелено на получение наилучших (оптимальных) результатов в рамках заданного набора ограничений. Оптимальный контроллер обычно разрабатывается так, чтобы минимизировать индекс производительности (PI), который обычно определяется как окончательный набор всех ценных показателей, представляющих интерес для разработчика.В связи с этим здесь мы представляем методологию получения параметров регулятора на основе линейно-квадратичного регулятора (LQR-) для модели динамики объекта, которая будет использоваться в теории адаптивного управления.
Взято из [25], рассмотрим следующую задачу оптимального регулятора.
Учитывая системное уравнение определяем матрицу усиления вектора оптимального управления: для минимизации индекса производительности (PI): где Q и R — вещественные, симметричные, положительно определенные матрицы.Стоит отметить, что (19) представляет собой индекс производительности, который представляет собой переходную стоимость энергии и представляет собой стоимость энергии управления.
7.2. Стабилизация поврежденного самолета с помощью контроллера LQR
В этом разделе мы продемонстрируем методологию получения стабильной динамики модели завода с обратной связью для завода поврежденного самолета. После итеративного процесса матрица взвешивания состояний, Q , и матрица контрольных затрат, R , выбираются как где матрица обратной связи тогда получается как
Матрица модельного предприятия, затем становится
Далее представлен ответ с обратной связью полученного эталонного объекта модели .
По сравнению с нестабильной реакцией разомкнутого контура поврежденного самолета на Рисунке 7 в Разделе 6, реакция замкнутого контура стабильна (как показано на Рисунке 8) во всех четырех состояниях в полученной эталонной установке модели : угол крена ( ), скорость крена (), угол бокового скольжения () и скорость рыскания (). Кроме того, управление усилиями для элеронов и дифференциальной тяги также возможно и в пределах насыщения привода и ограничений ограничителя скорости. Из рисунка 9 мы также можем видеть, что усилие управления элеронами требует максимального отклонения в 1 градус и устанавливается на уровне около -0.7 градусов, в то время как усилие управления дифференциальной тягой требует максимум -400 фунт-сил (средство отрицательной дифференциальной тяги) и устанавливается на уровне примерно 100 фунт-сила, что вполне соответствует тяговой способности двигателя JT9D-7A.

8. Конструкция контроллера эталонной адаптивной системы (MRAS) на основе модели Ляпунова
Управление самолетом с полностью поврежденным вертикальным стабилизатором и без возможности управления рулем направления может привести к очень напряженной и трудоемкой (если не смертельной) задаче. для пилотов.Эта задача также требует навыков и опыта, которыми трудно обладать и выполнять в чрезвычайно напряженные моменты. В таких случаях у пилотов обычно есть секунды, чтобы среагировать, и, как было видно заранее, связь между пилотом и нестабильной динамикой самолета обычно приводила к катастрофической аварии. Следовательно, для безопасности полета в целом крайне важно разработать, протестировать и внедрить автоматическую систему управления в режиме онлайн, и адаптивную для самолета с целью смягчения последствий аварий и повышения безопасности, устойчивости и устойчивости.В ответ на эту потребность мы представляем новую разработку адаптивной системы управления на основе устойчивости по Ляпунову.
В традиционной эталонной теории адаптивного управления два знаменитых и широко используемых метода — это подход MIT и подход устойчивости Ляпунова [26]. Из-за структуры с множеством входов и выходов (MIMO) боковой / направленной динамики правило MIT останется в покое из-за его относительно слабых характеристик управляемости в сложных системах более высокого порядка [26].Вместо этого будет использоваться мощный характер конструкции контроллера адаптивной системы эталонных моделей (MRAS) на основе Ляпунова.
8.1. Характеристики устойчивости
Теорема 1. Для данной системной динамики модели поврежденного самолета в (7) и (8) существует функция Ляпунова в виде что гарантирует асимптотическую устойчивость тогда и только тогда, когда закон настройки обратной связи определяется как
Доказательство 1. Рассмотрим предложенную функцию Ляпунова, взятую из [27],
Здесь определяется как динамика ошибок между выходными данными и моделью, а определяется как матрица решений Ляпунова, матрица весов, матрица корректировки и вторичная матрица весов, соответственно.
Для данной динамики поврежденного ЛА желательно, чтобы ЛА поддерживал структуру матрицы управления (входной), как определено в Допущении 2, что приводит к, таким образом, в (25),. Следовательно,
Здесь — весовой коэффициент, а это «след» выражения. Кроме того, давайте рассмотрим, как повторяется далее в Разделе 7.2. Совершенно очевидно, что, и непрерывно дифференцируемо. Для данной системы динамика ошибки () принимает вид
При определенном контрольном усилии, куда .После некоторой алгебры мы получаем
Опять же, для данной динамики поврежденного самолета желательно, чтобы самолет поддерживал ограниченную структуру матрицы (входных данных) управления, как определено в Допущении 2, что приводит к. Таким образом,
Где — постоянное усиление обратной связи и представляет неопределенность настройки параметра, а,
Следовательно,
Производная функции Ляпунова из (23) может быть получена как где с положительно определенной матрицей, выбранной равной грамиану наблюдаемости,.Отсюда ясно, что отрицательная определенность функции Ляпунова () и, следовательно, асимптотическая устойчивость общей динамики системы гарантируется, когда доволен. Это приводит к окончательному закону адаптации: что гарантирует асимптотическую устойчивость ■.
8.2. Результаты моделирования
Типичная архитектура блок-схемы для предлагаемой конструкции адаптивной системы управления (на основе подхода устойчивости Ляпунова) показана на рисунке 10. Конечная цель предлагаемой конструкции адаптивной системы управления состоит в том, чтобы исследовать, действительно ли самолет с поврежденной вертикалью Стабилизатор сможет имитировать динамику модели самолета и отслеживать реакцию модели самолета или нет, используя дифференциальную тягу в качестве управляющего сигнала для поперечной / направленной динамики.Управляющие входы для обеих установок представляют собой входы с шагом в один градус как для элеронов, так и для дифференциальной тяги. Стоит отметить, что это тест по экстремальному сценарию, чтобы увидеть, может ли поврежденный самолет, использующий дифференциальную тягу, удерживать себя в непрерывном маневре рыскания и крена, не становясь нестабильным и не теряя управления.

Как также видно из рисунка 10, как для модели, так и для поврежденного самолета, входные сигналы для элеронов и руля направления отображаются через модуль управления входом, где входной сигнал руля направления направляется через дифференциальную тягу. модуля управления, а затем преобразуется в вход дифференциальной тяги в соответствии с логикой преобразования, описанной в разделе 5 данной статьи.
Чтобы иметь осуществимую стратегию управления в реальной ситуации, на усилия по управлению элеронами и дифференциалом тяги накладываются ограничивающие факторы (такие как пределы насыщения и ограничители скорости ). Отклонение элеронов ограничено значением ± 26 градусов [28]. Для дифференциальной тяги насыщение дифференциальной тяги установлено на уровне 43 729 фунт-сил, что является разницей между значениями максимальной и сбалансированной тяги двигателя JT9D-7A. Кроме того, на характеристику отклика на тягу налагается ограничитель скорости, равный 12726 фунт-сила-сила / с, как описано в разделе 4.
После этого результаты моделирования модели адаптивной системы управления представлены на рисунке 11. Как показано на рисунке 11, всего через 15 секунд все четыре состояния поперечной / направленной динамики самолета достигают значений устойчивого состояния. Также ясно видно, что после 15-секундного интервала времени поврежденная установка самолета может имитировать установку модели самолета, где ошибки сведены к минимуму, как показано на рисунке 12. Это демонстрирует функциональность конструкции адаптивной системы управления на основе Ляпунова в такой экстремальный сценарий.

Из рисунка 12 видно, что сигналы ошибок для всех четырех боковых / направленных состояний уменьшаются через 15 секунд. Однако это происходит за счет немного более высоких требований к усилию управления, как показано на Рисунке 13, которые все еще находятся в пределах регулирования и без какого-либо насыщения исполнительных механизмов.

Усилие управления элеронами, как показано на рисунке 13, требует максимального отклонения около -2 градусов и достигает установившегося состояния при примерно -0.Отклонение на 7 градусов после 15 секунд реакции на ввод шага в один градус. Это усилие по управлению элеронами очень разумно и достижимо, если предполагается, что элероны обладают мгновенными характеристиками отклика, пренебрегая запаздыванием приводов или гидравлических систем. Усилие управления дифференциальной тягой требует максимальной дифференциальной тяги -3000 фунт-сил (средство отрицательной дифференциальной тяги), что находится в пределах тяговой способности двигателя JT9D-7A, а усилие управления дифференциальной тягой достигает установившегося состояния на уровне около 85 фунтов-силы через 15 секунд. .Таким образом, можно сделать вывод, что конструкция адаптивной системы управления с использованием дифференциальной тяги в качестве управляющего воздействия доказала, что спасает поврежденный самолет, заставляя его вести себя как модель самолета, но осуществимость метода адаптивного управления сильно зависит от тяговые характеристики реактивных двигателей самолета.
9. Анализ устойчивости конструкции адаптивной системы управления
Устойчивость конструкции адаптивной системы, представленной в этой статье, исследуется путем введения 30% полной блокирующей аддитивной неопределенности в динамику объекта поврежденного самолета, чтобы проверить ее возможность отслеживать эталонный отклик модели самолета при наличии неопределенности.На рисунке 14 показана логика проектирования адаптивной системы управления при наличии неопределенности.

Была проведена тысяча симуляций Монте-Карло для проверки устойчивости поврежденного завода при наличии неопределенности. Реакции состояния при 30% неопределенности показаны на рисунке 15. Очевидно, что конструкция адаптивной системы управления способна хорошо работать в заданных неопределенных условиях, и поврежденный самолет может следовать / имитировать реакцию модели самолета только после того, как примерно 15 секунд.В этом смысле неопределенная динамика завода находится в ожидаемых пределах.

Устойчивость конструкции адаптивной системы управления может быть дополнительно проиллюстрирована на рисунке 16, где все сигналы ошибок достигают устойчивого состояния и сходятся к нулю только через 15 секунд. Однако эти благоприятные характеристики достигаются за счет управляющего усилия со стороны элеронов и дифференциальной тяги, как показано на рисунке 17.

Согласно рисунку 17, когда 30% полный блок, аддитивная неопределенность, управление элеронами требует максимального отклонения примерно на -1 градус и достигает устойчивого состояния примерно при -0.От 4 до -0,3 градуса через 15 секунд. Требования к усилию управления элеронами являются разумными и выполнимыми из-за ограничивающего фактора ± 26 градусов отклонения элеронов [28] и предположения, что элероны имеют мгновенные характеристики отклика за счет пренебрежения запаздыванием от приводов или гидравлических систем.
Что касается дифференциальной тяги, когда есть неопределенность 30%, дифференциальное регулирование тяги требует максимум приблизительно -3400 фунт-сил (средство отрицательной дифференциальной тяги), что находится в пределах тяговой способности двигателя JT9D-7A, и дифференциальное управление тяговым усилием усилие достигает устойчивого состояния в диапазоне от -350 до 450 фунтов через 15 секунд.Опять же, из-за насыщения дифференциальной тяги, установленного на 43 729 фунт-сил, и ограничителя отклика тяги, установленного на 12 726 фунт-сила / с, это усилие управления дифференциальной осью при наличии неопределенности достижимо в реальной ситуации.
10. Заключение
В этой статье изучалось использование дифференциальной тяги в качестве управляющего воздействия, чтобы помочь самолету Боинг 747-100 с поврежденным вертикальным стабилизатором восстановить свою поперечную / путевую устойчивость.
На протяжении этого документа были построены необходимые номинальные и поврежденные модели самолетов, в которых были пересмотрены уравнения бокового / направленного движения, чтобы включить дифференциальную тягу в качестве управляющего воздействия для поврежденного самолета.Затем была исследована динамика объекта как номинального (неповрежденного) самолета, так и поврежденного самолета, и был выведен специальный случай производной аэродинамической устойчивости (из-за сильно поврежденной геометрии самолета). Динамика двигателя реактивного самолета была смоделирована как система дифференциальных уравнений с постоянной времени двигателя и членами с временной задержкой для изучения времени отклика двигателя на управляемую тягу. Затем был представлен новый модуль управления дифференциальной тягой, который отображал вход руля направления на вход дифференциальной тяги.Контроллер линейно-квадратичного регулятора был разработан для обеспечения стабилизированной модели динамики поврежденного самолета. Способность поврежденного самолета отслеживать и имитировать поведение модели в экстремальном сценарии была проиллюстрирована с помощью конструкции адаптивной системы управления, основанной на теории устойчивости Ляпунова. Продемонстрированные результаты показали, что нестабильная динамика поврежденной установки без обратной связи может быть стабилизирована с использованием методологии дифференциальной тяги, основанной на адаптивном управлении. Дальнейший анализ устойчивости показал, что неопределенная динамика объекта может следовать динамике модели объекта с асимптотической стабильностью при наличии 30% полного блока, аддитивной неопределенности, связанной с динамикой поврежденного самолета.
В целом, эта структура обеспечивает методологию автоматического управления для спасения серьезно поврежденного самолета и предотвращения опасной связи самолета и пилотов, которая приводила к авариям во многих инцидентах с коммерческими авиакомпаниями. Кроме того, был также сделан вывод о том, что из-за сильной зависимости генерации дифференциальной тяги от реакции двигателя, чтобы лучше использовать дифференциальную тягу в качестве эффективного управляющего воздействия в сценарии спасения жизней, основные изменения в характеристиках реакции двигателя заключаются в следующем. также хотел бы лучше помочь такому алгоритму.
Номенклатура
: Самолет
: Матрица состояний
: Входная матрица
: Размах крыла самолета
: Выходная матрица
: Безразмерная производная момента качения
: Безразмерная производная момента рыскания
: Безразмерная производная боковой силы
: Матрица перехода состояний
: Изменение угла бокового смещения относительно изменения угла бокового скольжения
: Ускорение силы тяжести
: Нормализованный момент инерции массы относительно оси x
: Нормализованный произведение инерции о xz 904 74 — ось
: Нормированный момент инерции массы относительно оси z
: Производная момента качения по размерам
: Подъемная сила вертикального стабилизатора
: Расстояние от аэродинамического центра вертикального стабилизатора до центра тяжести самолета
: Адаптивная система эталонной модели
: Масса самолета
: Производная по размеру от момента рыскания
: Скорость крена
: Скорость рыскания
: Площадь крыла самолета
: Площадь вертикального стабилизатора
: Тяга двигателя
: Команда тяги двигателя
: 900 94 Время
: Задержка по времени
: Объемный коэффициент вертикального стабилизатора
: Скорость полета
: Вес самолета
: Производная по размерам боковая сила
: Расстояние от крайнего двигателя до центра тяжести самолета
: Расстояние от центра давления вертикального стабилизатора до центральной линии фюзеляжа
: Угол атаки
: Угол бокового скольжения
: Угол траектории полета
: Отклонение элеронов
: Отклонение руля направления
: Общая тяга
: Дифференциал тяги
: Коэффициент демпфирования
: Коэффициент эффективности
: Угол наклона
: Плотность воздуха
: Постоянная времени
: Угол крена
: Частота полосы пропускания
: Производная по времени первого порядка
: Производная по времени второго порядка
: Усеченное значение
: Поврежденный компонент самолета
: Компонент модели самолета
: Номинальный (неповрежденный) компонент самолета.
Конфликт интересов
Авторы заявляют об отсутствии конфликта интересов в отношении публикации этой статьи.
Выражение признательности
Авторы хотели бы поблагодарить доктора Пинга Сю из кафедры электротехники и доктора Фей Сун из лаборатории систем управления полетом (FCS) и лаборатории БПЛА в Государственном университете Сан-Хосе за плодотворные обсуждения и ценные отзывы.
Надежное управление рекуперативными и гидравлическими тормозами для повышения курсовой устойчивости электромобиля при прямолинейном торможении
Образец цитирования: Lv, C., Чжан, Дж., Ли, Ю., Чжао, Б. и др., «Надежное управление рекуперативными и гидравлическими тормозами для повышения курсовой устойчивости электромобиля при прямолинейном торможении», SAE Int. J. Alt. Власть. 5 (2): 328-337, 2016 г., https://doi.org/10.4271/2016-01-1669.
Загрузить Citation
Автор (ы): Чен Львов, Цзюньчжи Чжан, Ютун Ли, Болинь Чжао, Е Юань
Филиал: Государственная ключевая лаборатория ASE, Tsinghua Univ., Технический университет Эйндховена
Страницы: 10
Событие: Всемирный конгресс и выставка SAE 2016
ISSN: 2167-4191
e-ISSN: 2167-4205
Также в: Международный журнал SAE по альтернативным силовым агрегатам-V125-8, Международный журнал SAE по альтернативным силовым агрегатам-V125-8EJ
Pontiac Turn Signal Repair — High Performace Pontiac Magazine
Кажущиеся незначительными проблемы с владением Pontiac часто приводят к самому неприятному и сложному ремонту.Показательный пример: направления не отменяются после поворота. Ничего страшного, правда? Что ж, на практике восстановить функцию отмены в Pontiac несложно, но, как и во многих других случаях, незнание может сделать задачу очень сложной.
Внутренняя отделка, и особенно работа с рулевой колонкой, требует опыта, который полностью отличается от создания двигателя. Любой энтузиаст с хорошими механическими способностями и подходящими ручными инструментами может отремонтировать переключатель направления в Понтиаке.Это не та задача, которой следует бояться, но есть много моментов, которые, если упомянуть, сделают эту работу проще и менее утомительной.
Желая предоставить читателям пошаговую процедуру, HPP работала с мастером цеха Марком Эрни из Jim Taylor Engine Service в Филлипсбурге, штат Нью-Джерси. В магазине имелся клиентский автомобиль GTO 64-го года выпуска, который требовал именно такого ремонта, поэтому время было выбрано идеально.
Прежде чем мы представим процедуру, необходимо установить несколько важных фактов. Независимо от того, насколько совершенны ваши механические навыки, руководство по обслуживанию Pontiac (мы использовали руководство ’66 Tempest для чертежей в этой статье) является важным элементом любой задачи.В книге представлены чертежи, фотографии, спецификации и заводская процедура. Механик может немного изменить процедуру в соответствии со своими потребностями, и это нормально, но работать вслепую без руководства для чего-либо, кроме замены масла или незначительной настройки, не является хорошим решением.
Для нашей фотосессии мы использовали рулевую колонку, которая была в наличии у Джима, и не выполняли процедуру в машине, так как было бы невозможно сфотографировать все ступеньки с установленной в автомобиле колонкой.После того, как рулевое колесо было снято, остальные изображения были сняты с предметной колонкой в тисках на верстаке. Важно отметить, что это не требуется для ремонта / замены переключателя направления. Работа может быть выполнена в автомобиле так же легко, но для этого потребуется, чтобы колонна была опущена вниз от ее крепления к приборной панели. Это также может потребовать некоторого изгиба и искривлений, которые могут быть не слишком удобными.
Некоторым может быть интересно, почему мы пошли в магазин со словами «Engine Service» в названии для ремонта рулевой колонки.

:	Самолет
:	Матрица состояний
:	Входная матрица
:	Размах крыла самолета
:	Выходная матрица
:	Безразмерная производная момента качения
:	Безразмерная производная момента рыскания
:	Безразмерная производная боковой силы
:	Матрица перехода состояний
:	Изменение угла бокового смещения относительно изменения угла бокового скольжения
:	Ускорение силы тяжести
:	Нормализованный момент инерции массы относительно оси x
:	Нормализованный произведение инерции о xz 904 74 — ось
:	Нормированный момент инерции массы относительно оси z
:	Производная момента качения по размерам
:	Подъемная сила вертикального стабилизатора
:	Расстояние от аэродинамического центра вертикального стабилизатора до центра тяжести самолета
:	Адаптивная система эталонной модели
:	Масса самолета
:	Производная по размеру от момента рыскания
:	Скорость крена
:	Скорость рыскания
:	Площадь крыла самолета
:	Площадь вертикального стабилизатора
:	Тяга двигателя
:	Команда тяги двигателя
: 900 94	Время
:	Задержка по времени
:	Объемный коэффициент вертикального стабилизатора
:	Скорость полета
:	Вес самолета
:	Производная по размерам боковая сила
:	Расстояние от крайнего двигателя до центра тяжести самолета
:	Расстояние от центра давления вертикального стабилизатора до центральной линии фюзеляжа
:	Угол атаки
:	Угол бокового скольжения
:	Угол траектории полета
:	Отклонение элеронов
:	Отклонение руля направления
:	Общая тяга
:	Дифференциал тяги
:	Коэффициент демпфирования
:	Коэффициент эффективности
:	Угол наклона
:	Плотность воздуха
:	Постоянная времени
:	Угол крена
:	Частота полосы пропускания
:	Производная по времени первого порядка
:	Производная по времени второго порядка
:	Усеченное значение
:	Поврежденный компонент самолета
:	Компонент модели самолета
:	Номинальный (неповрежденный) компонент самолета.