книги из ГПНТБ / Системы автоматического и директорного управления самолетом

Глава II

АВТОМАТИЧЕСКОЕ И ДИРЕКТОРНОЕ УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ ПРИ ПОЛЕТЕ ПО ЗАДАННОЙ ТРАЕКТОРИИ

2.1. НЕОБХОДИМОСТЬ АВТОМАТИЗАЦИИ ПРОЦЕССА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ НА ЗАДАННОЙ ТРАЕКТОРИИ

Рассмотрим стабилизацию заданной траектории полета само­ лета летчиком по информации, получаемой с различных конт­ рольно-измерительных приборов, отображающих отдельные параметры движения (курс, высоту, скорость полета, отклонение от заданной траектории и т. д.). При этом будем считать движе­ ние самолета устойчивым, а его характеристики управляемости приемлемыми для ручного пилотирования.

К стабилизации самолета на заданной траектории наиболее жесткие требования предъявляют на тех участках трассы полета, которые характеризуются высокой скоротечностью развертываю­ щихся на них событий. Это в первую очередь относится к режи­ мам захода на посадку и посадке. За короткий промежуток вре­ мени {t~90-ь 180 с) летчик должен переработать значительный объем информации и выполнить целый ряд управляющих дей­ ствий, что делает этот этап полета наиболее нагруженным и сложным. Так, если в обычном инструментальном полете сред­ нее количество переносов взгляда летчика равно 86 движениям в минуту (за 2 с обзор трех приборов), то на режиме захода на посадку оно равно 150—200 движениям в минуту (за 1 с обзор трех приборов) [1]. Вследствие этого на последнем этапе захода и на посадке отмечается заметная нервно-психологическая на­ пряженность у большинства летчиков даже в обычных условиях

полета.

В плохих метеоусловиях, стремясь точно выдержать заданную траекторию, летчик вынужден на режиме захода на посадку основное время (97,6%) затрачивать на обзор только трех при­ боров— авиагоризонта, указателя курса и приборов типа ПСП-48 (индикатор отклонения самолета от заданной РТС траектории полета). Оставшиеся 2,4%-времени приходятся на контроль ско­ рости, высоты полета и показаний других приборов [1].

31

В деятельности летчика, осуществляющего стабилизацию за­ данной траектории полета при инструментальном пилотирова­ нии самолета с приборной панелью, оснащенной только конт­ рольно-измерительными приборами, условно можно выделить следующие основные операции:

1) четкое представление закона изменения во времени пара­ метров, характеризующих режим полета самолета на заданной траектории на основании информации, хранящейся в памяти летчика и цели (поставленной задачи) на данном режиме по­

лета; 2) контроль правильности протекания режима полета — счи­

тывание и осмысливание показаний ПНП;

3)оценка сложившейся ситуации, прогнозирование будущей

ипринятие решения о целенаправленном вмешательстве в про­ цесс управления самолетом исходя из рассогласования между текущими и заданными параметрами;

4)перемещение рычагов управления самолетом в соответст­ вии с принятым решением;

5)контроль за результатами перемещения рычагов управ­

ления.

Кратко проанализируем ранги логической сложности опера­ ций, выполняемых летчиком.

Первая операция связана с хранением определенной инфор­ мации в памяти летчика и не требует при выполнении оператив­ ного мышления.

Вторая операция связана с приемом информации как мини­ мум от трех приборов — авиагоризонта, указателя курса и ПСП-48, каждый из которых содержит несколько изолированных каналов информации (многострелочные и многошкальные при­ боры) .

Дискретный характер количественного чтения показаний этих приборов требует использования оперативной памяти лет­ чика, что способствует «перерасходу» времени на прием инфор­ мации и созданию дефицита времени для выполнения последую­ щих операций.

Третья операция связана с индуктивными преобразованиями исходной информации, на основе которых формируется гипотеза проблемной ситуации. Затем дедуктивными выводами из этой гипотезы определяются следствия, присущие данному классу ситуаций, и методами абдуктивных решений выбирается наибо­ лее вероятный причинный фактор данной проблемной ситуации (как ее прогноз) и принимается решение о законе перемещения рычага управления. Таким образом, уровень сложности третьей операции соответствует прогнозическим решениям.

Четвертая операция — передача на основании принятого ре­ шения исполнительной команды к соответствующему рычагу управления и исполнение команды — сводится к дедуктивным решениям.

32

Пятая операция — операция контроля управления — имеет ранг логической сложности, соответствующий прогнозическим решениям.

Таким образом, вторая, третья и пятая операции требуют оперативного мышления летчика, которое, как отмечалось выше, вносит наибольшее запаздывание в процесс управления. Эти запаздывания в условиях дефицита времени, при котором дей­ ствует летчик, могут вызвать срыв выполнения тактической за­ дачи. Поэтому для эффективного управления самолетом па за-

Рис. 2. 1. Контуры управления современного самолета:

/—самолет; 2—система директорного управления; 3—визуальное наблюдение; •/-навигационно-пилотажные приборы; 5—летчик; 6—автопилот; 7—автомат управления

данной траектории полета необходимо исключить из процесса управления этапы, связанные с решением летчиком сложных за­ дач.

Этого можно достичь двумя путями:

—заменить на режимах стабилизации заданной траектории полета ручной контур автоматическим контуром стабилизации

(рис. 2. 1);

—закодировать оптимальным образом приборную инфор­ мацию и обеспечить автоматизацию решения вычислительно­ логических действий, связанных с выполнением второй, третьей

ипятой операций при траекторном управлении самолетом (см. рис. 2. 1), понижая тем самым ранг логической сложности вы­

полнения этих операций до уровня дедуктивных решений. Это достигается внедрением на самолет системы директорного управ­ ления — СДУ. Наличие на борту самолета СДУ не исключает летчика из контура стабилизации режима полета.

На практике, как правило, эти пути реализуются посредст­ вом единой системы управления самолетом — САУ, которая мо­

Параметры сервопривода Тт\ Гс; Ти и £ж имеют следующие зна­ чения:

т. е. максимальное время переходного процесса в контуре реаль­ ного сервопривода не превышает

^регг-^ОД с.

Принимая во внимание существенное различие времени уста­ новления руля в заданное положение и выхода системы само­ лет— САУ на заданную траекторию полета ( ~ в 100—300 раз), можно при расчетах параметров САУ пренебречь запаздыва­ нием в контуре сервопривода, т. е. принять, что1:

Режим стабилизации заданной высоты полета

Известно [14], что в случае обратной управляемости само­ лета по углу наклона траектории О система самолет — САУ дЯ структурно неустойчива, т. е. никаким автоматом, воздействую­ щим на руль высоты, невозможно обеспечить стабилизацию за­ данной высоты полета. Устойчивость такой системы может быть обеспечена посредством автомата тяги [14]. Поэтому расчет САУ, стабилизирующей заданную траекторию полета в вертикальной плоскости (в том числе и заданную высоту), необходимо начи­ нать с проверки управляемости самолета по углу наклона траек­ тории. Для этого необходимо проверить выполнение усло­ вия [14]:

целесообразно проводить, используя уравнения, описывающие короткопериодическос возмущенное движение самолета, присо­ единив к ним закон управления САУ.

Известно [14], что обеспечение устойчивости контура стаби­ лизации заданной высоты полета достигается применением двух групп законов управления САУ. Первая группа законов содер­

учитываются в соответствующих величинах передаточных чисел САУ.

от заданной высоты полета. В общем виде эти законы записы­ ваются так:

нал угла тангажа. Независимо от типа сервопривода САУ аста­ тический закон управления может быть реализован только вве­ дением сигнала интеграла отклонения от заданной высоты по­ лета (пя„ = —1). Применение интегральных законов управления не всегда возможно как по конструктивно-техническим причи­ нам, так и с точки зрения обеспечения требуемой динамики си­ стемы самолет — САУдя.

При отсутствии сигнала угла тангажа в законе управления САУ астатический закон управления может быть получен при использовании сервоприводов со скоростной или изодромной обратной связью.

Таким образом, применимы следующие законы управления

Различие законов управления (2.7) — (2.8) и (2.9) — (2.10) за­ ключается в способе получения сигнала производной отклоне­ ния от заданной высоты полета.

36

Расчет передаточных чисел САУ

З а к о н у п р а в л е н и я С А У в и д а :

Контур управления отклонением от заданной высоты полета самолета показан на рис. 2.2. Оптимальные величины переда-

Ю

Рис. 2.2. Контуры управления системы самолет — САУ (без сигнала угла тан­ гажа) по отклонению от заданной высоты полета:

a — для САУд/ j СОС; б — для СА У д^ ИОС

точных чисел р. и v определяются следующими выражениями

[14]:

иСз(И — 1)04— IPil)

где

*И

37

После замыкания контуров управления по сигналам угловой ско­ рости тангажа передаточная функция контура, разомкнутого по сигналу отклонения от заданной высоты полета, имеет вид:

для системы с САУдя СОС

идля системы с САУдя ИОС

х~ (ТzP + 1) (Т„р + 1)

причем всегда

Те Ж

пж -

Для удовлетворительного регулирования по траектории необ­ ходимо, чтобы логарифмическая амплитудно-фазовая частотная характеристика (ЛАФЧХ) разомкнутой системы имела вид, изо­ браженный на рис. 2. 3, и выполнялись следующие условия:

следующие зависимости для определения оптимальных величин передаточных чисел х0пт и 20Пт:

38

рис. 2. 5. Как следует из рис. 2. 5, величина передаточного числа по сигналу производной отклонения от заданной высоты полета

39