демпфер

Структурная схема включения демпфера в систему управления самолётом.

де́мпфер (нем. Dämpfer — глушитель, от dämpfen — заглушать) свободных колебаний летательного аппарата — автоматическое устройство для демпфирования короткопериодических колебаний летательного аппарата путём соответствующего отклонения органов управления. Увеличение скорости и высоты полёта привели к значительному ухудшению собственно динамической устойчивости летательного аппарата. Некоторое улучшение динамической устойчивости летательного аппарата, которое можно обеспечить за счет выбора аэродинамической схемы (см. Аэродинамическое демпфирование), особенно на больших скоростях и высотах полёта, оказывается недостаточным, и задача улучшения, динамической устойчивости летательного аппарата на всех режимах полёта на практике решается с использованием Д. Обычно в состав Д. входят двухстепенной гироскоп (см. рис,), вырабатывающий сигнал, пропорциональный угловой скорости ω вращения летательного аппарата относительно некоторой (например, продольной) его оси, усилитель электрических сигналов, фильтр, выделяющий полезный сигнал, и рулевая машинка (см. Сервопривод). Выработанный Д. сигнал подаётся на рулевой привод, который отклоняет соответствующий орган управления на угол, значение которого пропорционально ω, препятствуя тем самым развитию колебаний. При этом различают Д. тангажа, рыскания и крена. Однако использование Д. наряду с улучшением устойчивости приводит и к некоторому изменению характеристик управляемости, особенно на малых скоростях полёта, что вызывает необходимость дополнительного отклонения лётчиком рычагов управления при полёте с постоянными угловыми скоростями (например, при вираже). Для исключения отмеченной особенности сигналы угловых скоростей, поступающих в Д., пропускают через автоматическое устройство (фильтр) с целью исключения постоянной составляющей. Простейший приём исключения этой составляющей — вычитание из измеренного сигнала соответствующей угловой скорости её расчётного значения. Например, при вираже в горизонтальной плоскости в Д. рыскания можно использовать сигнал
Δω_уд = ω_у + (g/V)tgυcosγ,
где Δω_уд — сигнал на Д. рыскания, ω_у — измеренный сигнал угловой скорости рыскания, (g/V)tgυcosγ — составляющая угловой скорости рыскания при вираже, υ — угол тангажа, γ — угол крена, g — ускорение свободного падения, V — скорость летательного аппарата. В случае, если манёвры совершаются с перегрузкой, существенно большей единицы, на практике для снятия постоянной составляющей в сигнале угловой скорости используют фильтры с передаточной функцией вида W = Тр/(Тр + 1). Введение такого фильтра ослабляет влияние Д. на характеристики управляемости, однако несколько ухудшает характеристики устойчивости. См. также Система улучшения устойчивости и управляемости.

Литература:
Бюшгенс Г. С., Студнев Р. В., Аэродинамика самолёта, Динамика продольного и бокового движения, М., 1979.

В. И. Кобзев.