книги из ГПНТБ / Василинин В.Н. Автоматизированное вождение тяжелых самолетов

ная до высоты полета по кругу, но экипаж, выполняющий обычно разбег и первую фазу полета вручную', переходит на автоматизированное управление только после того, как убедится, что взлет прошел нормально и бордовое обору­ дование находится в готовности. На все это уходит доста­ точно много времени, что практически означает переход на автоматизированное управление на высоте не ниже высоты круга. Итак, особой необходимости в полной автоматиза-

Рнс. 50. Блок-схема системы автоматического взлета:

У — усилитель; ИМ — исполнительный механизм

ции взлета пока нет, автоматизировать же взлет хотя и трудно, но возможно. На рис. 50 показана блок-схема си­ стемы автоматизированного взлета.

3. Автоматизированное вождение при посадке

Автоматизация посадки — очень сложная и пока нере­ шенная проблема, ее узким местом является достижение высокой точности и надежности работы наземного и борто­ вого посадочного оборудования особенно на высоте менее 30 м.

Траектория автоматизированной посадки начинается с точки ОР2 (рис. 47), т. е. с момента окончания разворота и выхода на посадочную прямую. На рис. 51 в крупном

132

масштабе показана траектория посадки, имеющая пять характерных фаз.

В горизонтальном полете осуществляется торможение самолета за счет выпуска шасси, щитков и регулирования

Рис. 51. Элементы траектории и фазы посадки по категориям ИКАО

тяги. К моменту выхода в точку начала перехода на глис­ саду (НВ) устанавливается скорость

(126)

где Vmin — минимально допустимая скорость горизонталь­ ного полета на высоте круга.

В процессе горизонтального полета источниками управ­ ляющих сигналов являются система РСБН и высотомер, затем перед НВ управление по направлению переключа­ ется на КРМ, а по высоте — на ГРМ и РВМ. В точке НВ

начинается плавный переход на снижение по глиссаде со скоростью

ются КРМ и ГРМ с периодическим контролем по сигналам маркерных радиомаяков и высотомеру.

Далее вертикальная скорость снижения гасится на вы­ равнивании. Перед точкой начала выравнивания полностью дросселируются двигатели, и самолет асимптотически при­ ближается к поверхности ВПП.

Потеря высоты и время выравнивания зависят от попе­

При боковом ветре в конце выравнивания производится парирование сноса, прекращающееся к моменту приземле­ ния. По мере приближения к поверхности ВПП угол тан­ гажа и угол атаки увеличиваются и скорость полета умень­ шается до посадочной

Су пос^Су max-

После приземления для гашения посадочной скорости применяются тормоза и реверсирование тяги. Направление выдерживается сначала рулем направления, а затем тор­ мозами.

134

Высота, до которой продолжается автоматизированное траекторное управление самолетом, зависит от степени совершенства наземного и бортового оборудования, ее при­ нято связывать с установленными ИКАО категориями метеоминимумов для посадки самолетов. Первая катего­ рия допускает автоматизированное снижение до высоты 60 м (60 м — высота нижней границы облаков при гори­ зонтальной видимости вдоль ВПП 6Ö0 м). Начиная с этой высоты экипаж выполняет посадку вручную или прини­ мает решение уйти на второй заход. Поскольку летчик, перейдя на ручное управление на высоте 60 м, способен скорректировать довольно большие отклонения (десятки метров), то наземное оборудование системы СП-50М и стандартного ИЛС в комплексе с бортовой системой типа «Привод» вполне соответствует указанному метеомини­ муму.

Закон управления продольным каналом имеет следую­ щий вид:

6*

135

где 8г — боковой управляющий сигнал; Дф — отклонение от посадочного курса;

ею ек — отклонение от курсовой зоны и его производная. Упрощенная блок-схема системы «Привод» приведена на рис. 52. В режиме «Посадка» связь с навигационным

вычислителем отсутствует.

Рис. 52. Упрощенная блок-схема системы «Привод»

Гораздо сложнее автоматизация посадки на высотах, меньших 60 м, т. е. при второй категории метеоминимума, когда высота нижней границы облаков 30 м и горизон­ тальная видимость 360 м. Если продолжить автоматизиро­ ванное управление самолетом до 30 м, то до приземления у экипажа остается только 25—30 с. За это время летчик может вручную скорректировать посадочную траекторию буквально на метры, а уход .на второй заход с 30 м уже небезопасен. Поэтому к точности и надежности посадочной автоматизированной системы предъявляются очень жест­ кие требования.

Переход к посадке по второй категории метеоминимума невозможен без существенного усовершенствования на­ земного и бортового посадочного оборудования. Считается,’ например, Рбязательным полное дублирование посадочной

136

системы, применение автомата тяги и высоконадежной аппаратуры предупреждения отказов, а также модерниза­ ция высотомера, предназначенного для определения высо­ ты менее 30 м.

Современные аэродромы первого класса располагают необходимым наземным оборудованием, и большинство тяжелых самолетов оснащены бортовой аппаратурой, обе­ спечивающей посадку по второй категории метеомини­ мума.

Дальнейшее снижение метеоминимума, практически исключающее участие экипажа в управлении самолетом, резко увеличивает требования к точности и надежности посадочных систем. В некоторых зарубежных источниках приводятся требования по точности отклонения от задан­ ной опорной траектории посадки перед приземлением, вы­ ражающиеся в десятых долях метра, а вероятность отказа одного канала автоматического управления — порядка К)-8. Для удовлетворения таких требований нужны прин­ ципиально новые, сложные и дорогие системы.

Некоторые специалисты считают, что разработка и со­ здание посадочных систем третьей категории при наличии экипажа экономически неоправдано. Однако стремление повысить регулярность полетов берет, верх. Ряд зарубеж­ ных фирм уже создали несколько опытных уникальных образцов посадочных систем, которые проходят испытания на внеклассных аэродромах, ■ ' В качестве, .примера посадочной системы, рассчитанной

на СТС по третьей категории метеоминимума (вертикаль­ ная' видимость полностью отсутствует,, горизонтальная ви­

спечивать автоматический заход на посадку, посадку -и даже руление по аэродрому. На экипаж возлагаются лишь функции контроля за «нулями».

Таким образом, функции контроля остаются за экипа­ жем независимо от степени автоматизации вождения и совершенства наземного и бортового оборудования. Одна­ ко, как бы ни высока была надежность системы, экипаж должен быть всегда готов перейти на ручное управление и нормально завершить -посадку.

§ 3. НАБОР ВЫСОТЫ С РАЗГОНОМ САМОЛЁТА

За критерий оптимальности всего полета или его части для тяжелых самолетов принимается минимум километро­

137

вого расхода топлива, что эквивалентно максимуму даль­ ности. Оптимизация в этом смысле траектории и режима полета — сложная вариационная задача, решаемая анали­ тическим или графическим методами.

Из-за сложности и большого объема вычислений опти­ мизация выполняется заблаговременно с помощью назем­ ных вычислительных машин, а ее результаты после уточ­ нения в процессе летных испытаний приводятся в инструк­ циях по эксплуатации данного типа самолета. Их, очевид­ но, целесообразно использовать как исходные данные в бортовых вычислителях.

С позиций минимизации расхода топлива участок на­ бора высоты имеет ряд особенностей. Уравнение неустановившегося набора высоты имеет вид

а — продольное ускорение; Ѵу — вертикальная скорость.

Для поддержания достаточного избытка тяги Р—Q, затрачиваемого на подъем и разгон самолета, на участке применяются номинальные (максимальные) или даже фор­ сированные режимы работы двигателей. Наличие положи­ тельной вертикальной скорости является признаком увели­ чения потенциальной энергии самолета, а положительное продольное ускорение означает рост кинетической энергии самолета.

Полная механическая энергия самолета (£) равна сумме потенциальной и кинетической энергии:

Полную энергию самолета, отнесенную к весу самолета, принято называть энергетической высотой:

(137)

138

Задача оптимизации траектории неустановившегося набора высоты сводится к отысканию таких соотношений между Н и V, при которых достигается максимум пхV (135) или Нэ (137) на единицу веса израсходованного топ­ лива. Кроме того, в задачу оптимизации входит определение характера изменения других параметров, а также закона вертикального и продольного управления самолетом.

На рис. 53, а жирной линией показана оптимальная траектория полета ДТС типа Ил-62 в вертикальной плос­ кости на участке набора высоты с разгоном до крейсерской скорости полета по потолкам для условий: номинальный режим работы двигателей (п = 92%), максимальный взлет­ ный вес (160 тс), стандартная атмосфера; ограничений в высоте пролета ИПМ нет.

Траектория заканчивается в точке выхода на крейсер­ ский режим полета по потолкам (ВР) с координатами:

ческому потолку самолета, выше которого горизонталь­ ный установившийся полет невозможен. Зону ИПМ траек­ тория пересекает на высоте 3—4 км. Если высота прохода ИПМ задается меньше 3—4 км, то самолет, набрав задан­ ную высоту до ИПМ, переводится в горизонтальный по­ лет, а после прохода ИПМ опять переводится в набор (пунктирная линия). Таким образом, в общем случае можно считать, что траектория неустановившегося набора высоты начинается от ИПМ.

Оптимальная траектория используется как опорная при выходе на заданную высоту крейсерского полета.

На рис. 53, б показано изменение других параметров неустановившегося набора высоты полета по потолкам как функций высоты. Характер изменения времени (t) сходен с изменением горизонтальной дальности. До высоты 8 км истинная воздушная скорость (У) и число М нарастают почти линейно, что свидетельствует б постоянстве продоль­ ного ускорения. Выше 8 км ускорение уменьшается и на­ чиная с высоты 9 км практически прекращается. Верти­ кальная скорость по мере набора высоты падает, достигая минимума к точке ВР.

Обращает на себя внимание постоянство приборной скорости (ѴПр) До высоты 8—8,5 км. Это обстоятельство не только упрощает методику ручного управления самоле-

. 139