Добавил:

Upload Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.

Вуз:

Московский государственный технический университет гражданской авиации

Предмет:

[НЕСОРТИРОВАННОЕ]

Файл:

учебник Кузнецова 2003

.pdf

Скачиваний:

428

Добавлен:

22.03.2016

Размер:

9.51 Mб

Скачать

☆

<<< < Предыдущая 1 2 3 4 5 6 7 8 910 / 1810 11 12 13 14 15 16 17 18 > Следующая >>>

Глава 7. АВТОМАТИЧЕСКОЕ УЛУЧШЕНИЕ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ

σва∆nУ = k∆ny ∆nyф , σва∆xв = kxв ∆xв ,

σωz

= k

(V )[

zф

− Fγ

(V )γ] ,

вц

пр

Tω

p +1

пр

z 2

∆n

k∆ny

(ш.о)

[

∆n

− Fγ γ] ,

вц

yф

Tфp +1 T∆ny p +1

σ∆xв		= k		(ϕ,V ,δ			зак	)F {F F (x		МРЗ	) +
вц				xв		пр	зак	xв3	xв1 xв2	МРЗ
+Fny		[F			(V	− Vдоп) +σВСУП]},
xзад			∆V		пр	пр		в
∆α			kα (δзак )
σвц	=					[α −α0 (M,δзак )] ,
σвц	=		Tфp +1			[α −α0 (M,δзак )] ,
			Tфp +1

σϕвц = kϕ[(ϕ−ϕзад) + 1p Fϕ(∆xв , α, ωZ , ny )] ,

ωzф =		1	ωz ,
	T p +1
		ω
		z1
∆nyф =		1		ny	−1 . (7.14)
		T p +1
		ny

Так обеспечивается улучшение устойчивости и управляемости с помощью системы АСШУ-204 (рис.7.11).

7.2.2. Моделирование улучшения продольной устойчивости и управляемости

Реакция самолета на управляющие воздействия пилота при включенном автомате продольного управления. Рассмотрим модель продольного короткопериодического движения самолета по угловой скорости тангажа, углам тангажа и атаки (3.19) при наличии управляющих воздействий пилота на колонку штурвала и включенном автомате продольного управления. Модель содержит уравнение состояния, выхода и входа, закон управления рулем высоты ручного контура и закон управления простейшего автомата продольного управления (7.9)

xпк (t) = Aпкxпк(t) + Bпку uпку (t) , (7.15) yпк (t) = xпк(t) , (7.16)

uпку (t) = ∆δвр(t) +∆δвАПУ(t) , (7.17)

∆δвр(t) = Dпкр ∆xв(t) , (7.18)

∆δвАПУ(t) = DпкАПУyпк (t) . (7.19)

Составляющими модели являются:

	∆ω (t)	aω ,ω			aω ,α	0	aω ,δ
xпк(t) =	z		z	z	z		у	z	в
xпк(t) =	∆α(t)	, Aпк = aα,ω			aα,α	0	, Впк =	0
				z
	∆ϑ(t)				0			0
	∆ϑ(t)	aϑ,ω		z	0	0		0
				z

Dпкр = kш.в, DпкАПУ = kxв .

Подставим уравнения выхода (7.16) и входа (7.17), а также законы управления (7.18) и (7.19) в уравнение состояния (7.15) и выполним преобразование Лапласа при нулевых начальных условиях:

(Ip − Aпк −Bпку DпкАПУ)Yпк(p) = Bпку (Dпкp + DпкАПУ)∆Χв(p) .

Получим вектор передаточных функций самолета в продольном короткопериодическом движении самолета по угловой скорости тангажа, углам атаки и тангажа на отклонение пилотом колонки штурвала при включенном автомате продольного управления:

WАПУ(p) =	Yпк (p)	= (Ip − A	пк	)−1Bу

пк	∆Χв(p)			пк

(Dпкp + DпкАПУ) = ФпкАПУ(p)Bпку (Dпкp + DпкАПУ)

Переходная матрица состояния продольного короткопериодического движения самолета при включенном автомате продольного управления

ФпкАПУ(p) = (Ip − Aпк)−1 . (7.20)

Сравнивая выражение (7.20) с выражением для переходной матрицы состояния продольного короткопериодического движения самолета без автоматики (3.84), приходим к выводу об их идентичности, что существенно упрощает дальнейшие преобразования, приводящие к следующему виду передаточных функций:

ш.в

+ k

)kδB (T p +1)

W∆хв (p) =

хв

ωz

, (7.21)

T2p2 + 2T ξ

∆ωz

p +1

W∆хв (p) =

(kш.в + kхв )kωδBz

, (7.22)

T2p2

+ 2T ξ

p +1

∆α

ш.в

+ k

)kδB (T p +1)

W∆хв (p) =

хв

ωz

. (7.23)

p[T2p2

+ 2T ξ

∆ϑ

p +1]

Сравнивая передаточные функции (7.21)-(7.23) с передаточными функциями самолета без автоматики, приведенными в табл.3.1, приходим к выводу, что их структура не изменилась. Специфика включения автомата продольного управления с законом управления (7.9) проявляется лишь в изменении коэффициентов усиления.

Проведем аналогичные исследования, если автомат продольной управляемости имеет закон управления (7.10). Тогда в модели (7.15) - (7.19) вместо (7.19) получим

∆δвАПУ(t) = DпкАПУyпк(t) + DпкАПУ∆xв , (7.24)

где [DпкАПУ]T =[kω	kn	kαnУ	0] .
Z		У

Получим вектор передаточных функций в следующем виде:

WАПУ(p) =	Yпк(p)	= (pI − A	пк	−Bу	− DАПУ)−1

пк	∆Xв(p)			пк	пк1

Bпку (Dпкр + DпкАПУ) = ФпкАПУ(p)Bпку (Dпкр + DпкАПУ) ,

где

ФпкАПУ(p) = (pI − Aпк −Bпку −DпкАПУ1 )−1 ={φпкАПУ(p)}−1 .

Переходная матрица состояния

	{φАПУ(p)}
ФпкАПУ(p) =		пк	пр	,
ФпкАПУ(p) =		φпкАПУ(p)		,
		φпкАПУ(p)

где {φпкАПУ(p)}пр - присоединенная матрица.

Определитель имеет вид:

26	май 2003г.

В.Г.Воробьев, С.В.Кузнецов АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ САМОЛЕТОВ

φпкАПУ(p)

kαnУ ) 0

(p −aω

,ω

−aω

,ω

kω

) (−aω

,α −aω

,δ kn

−aα,ω

(p −aα,α )

−aϑ,ω

= p[p2 + 2hкАПУp + (ωкАПУ)2 ] = ∆АПУ(p) .

Коэффициент демпфирования и частота продольных короткопериодических колебаний самолета при включенном автомате продольного управления имеют вид:

hкАПУ = − 12 (aωz ,ωz + aα,α + aωz ,δв kωz ) =

(

−

ωZ −

δв

) = hДТ

(ωАПУ)2 = a

,ω

α,α

−a

α,

,α

+aα,αaω

,δ

kω

−aα,ω a

ω ,δ

kαnУ =

ωz Fα

δв

+ k

kny

) .

Тогда матрица переходных функций состояния

ФпкАПУ(p) =

(p −aα,α )

α −aω

(aω

,δ

kαУ ) 0

∆(p)

aα,ω

(aω ,ω

−aω

,δ

kω )

∆(p)

paϑ,ωz (p −aα,α )

aϑ,ω

aω ,α

∆(p)

а вектор передаточных функций самолета

WАПУ(p) =

пк

(kш.в + kхв

)aωz ,δв (p −a

α,α )

∆(p)

(kш.в + kх

)aω

aα,ω

∆(p)

(kш.в + kх

ϑ,

(p −aα,α )

∆(p)

С учетом новых обозначений получим:

k∆δвАПУ (T p +1)

W∆xв (p) =

ωz

, (7.25)

(TАПУ)2 p2 + 2TАПУξАПУp +

∆ωz

W∆xв

(p)

kα∆δвАПУ

, (7.26)

(TАПУ)2 p2 + 2TАПУξАПУp +

∆α

∆δвАПУ (T p +1)

W∆xв

(p) =

ωz

, (7.27)

p[(T

АПУ)2 p2 + 2T

АПУξАПУp +1]

∆ϑ

где

TАПУ

ξАПУ

- время и относительный коэффициент демп-

фирования продольных короткопериодических колебаний самолета с включенным АПУ;

kωδвАПУ	, kαδвАПУ	- коэффициенты усиления самолета с включенным
z

АПУ Эти характеристики определяют следующим образом:

(TαАПУ)2 =

aω

,ω

aα,α −aα,ω

aω

,α + aα,αaω

,δ

kω

−aα,ω

aω ,δ

kαn

y y

, (7.28)

+ M

+ F

+ k

)

+ M

ξαАПУ = −

(aω ,ω +aα,α + aω ,δ kω )

× aωz ,ωz aα,α − aα,ωz aωz ,α + aα,αaωz ,δв kωz − aα,ωz aωz ,δв kny kαny =

α −

−

ωz

−

δв

)

, (7.29)

ωZ

δв

kny

+ k

)

(ωАПУ)2 =

(TαАПУ)2

ωz

δв

+ k

kny )

(7.30)

kωδBАПУ =

(kш.в + kх

)aω

aα,α

aω

α,α −aα,ω

aω

,α +aα,αaω

,δ

(aα,α +aα,ω

kαny

)

δв

α (k

+ k

)

δв (k

+ k

)

ш.в

yк

хв

ωz

хв

, (7.31)

(ωαАПУ)2

1+ kωδв

(kω

+ kn

kαny )

δАПУ

kαδв (kш.в

+ kхB )

(7.32)

αв

1+ kωδв (kω

+ kn

kαny )

Анализ передаточных функций показывает, что АПУ не влияет на их структуру, но изменяет характеристики образующих звеньев. Выбо-

ром передаточных коэффициентов kωz и kny удается обеспечить

требуемые значения времени, относительного коэффициента затухания и частоты продольных короткопериодических колебаний. Выбором

передаточного коэффициента kхв удается сохранить требуемые коэф-

фициенты усиления самолета и снизить негативное воздействие на эффективность продольного управления демпферной составляющей и составляющей перегрузки закона управления (рис.7.12).

Маневры самолета в продольной плоскости осуществляются пилотом энергичным отклонением колонки штурвала. На этапе короткопериодического движения происходит формирование новых значений угловой скорости тангажа, угла атаки и нормальной перегрузки

(∆ω )	уст	= lim [∆x	в	W∆xв (p)] =	kωδвz (kш.в + kxв )∆xв					,
					δ			ny
z				∆ωz		(kω	+ kn		)
		p→0			1+ kωв			kα
					z	z		y

27	май 2003г.

Глава 7. АВТОМАТИЧЕСКОЕ УЛУЧШЕНИЕ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ

kδв (k

ш.в

+ k

)∆x

матом бокового управления; kxн ,

kxэ - передаточные коэффициенты

(∆α)

уст

= lim

[∆x

∆xв (p)] =

соответственно по отклонению педалей и штурвала, показывающие на

1+ kωδв

(kω

+ kn

kαny

)

p→0

∆α

какой угол должны отклоняться руль направления или элероны при

(∆n

)

= lim

[∆x

∆α

∆xв

(p)] =

перемещении пилотом педалей или штурвала на 1 мм.

уст

Обычно автоматы бокового управления объединяются с демпфера-

p→0

∆ny

∆α

δв

ш.в + kxв )∆xв

ми рыскания и крена. Тогда их совместные законы управления имеют

следующий вид:

kα

АБУ

= kωy ∆ωy + kxн ∆xн , (7.36)

1+ kωδв

kαny

yк

(kω

+ kn

)

∆δн

∆δэАБУ = kω

∆ωx + kx

∆xэ . (7.37)

δв

При kх

= kω

(kω

+ kn

kα )

- установившиеся значения па-

Последовательное включение исполнительного устройства автома-

раметров короткопериодического движения самолета с

включенным

та в механическую проводку бустерной или электродистанционной

АПУ будут равны значениям этих параметров без автоматики, т.е. АПУ

системы управления рулем направления или элеронов позволяет сум-

сохраняет эффективность продольного управления, компенсируя не-

мировать отклонения руля пилотом и автоматом.

достатки демпфера тангажа и автомата продольной устойчивости.

Рассмотрим функциональную схему простейшего аналогового ав-

Реакция самолета на ступенчатое отклонение колонки штурвала

томата бокового управления (7.13). В состав аналогового автомата

∆xв(t) =1(t)∆xв ,

изображение

которого

по

Лапласу

бокового управления входят датчик угловой скорости рыскания ДУС,

∆xв(p) = ∆xв / p ,

описывается

следующими

переходными

функ-

датчик положения педалей ДП, вычислитель В и сервопривод руля

циями:

направления СПδн .

Вычислитель и электронная часть сервопривода

образуют электронный блок автомата БА в канале руля направления.

∆x

kωδвАПУ (Tθp +1)

∆ω (p) =

∆х

в (p) =

Принцип работы автомата бокового управления аналогичен принципу

работы автомата продольного управления.

∆ωz

p[(TАПУ)2 p2 + 2TАПУξАПУp +1]

∆n

Уa

(p) = ∆xв W∆α

(p)W∆х

в =

∆nya

∆α

k∆δвАПУ

(T p

+1)

p[(T

АПУ)2 p2 + 2TАПУξАПУp +1]

yк

Перейдем от изображения ∆nya (p) к оригиналу:

∆n

(p) = ∆xв

kδвАПУ

[1−

yк

1−(ξαАПУ)2

Влияние автоматов бокового правления на характеристики

ξАПУ

управляемости самолета. Демпферные составляющие в законах

−

управления автоматов бокового управления, как это было показано в

АПУ

Tα

sin( 1−(ξАПУ)2

предыдущей главе, снижают эффективность путевого и поперечного

TАПУ

управления, увеличивая градиенты перемещений и усилий на педалях и

+arcsin

1−(ξαАПУ)2 ]∆xв . (7.33)

баранке штурвала. Дополнительное отклонение автоматом руля на-

правления или элеронов при воздействии пилота на педали или штур-

Выражение (7.33) определяет переходной процесс в продольном

вал приводит к увеличению коэффициентов штурвала в силу того, что

короткопериодическом колебательном движении самолета при откло-

∆δн = ∆δнP +∆δнАБУ = kш.н∆xн +

нении пилотом колонки штурвала и включенном автомате продольного

+kωУ ωУ + kxн ∆xн = kш/

.н∆xн + kωУ ωУ ,

управления.

7.3. АВТОМАТИЧЕСКОЕ УЛУЧШЕНИЕ БОКОВОЙ УС-

∆δэ = ∆δэP +∆δэАБУ = kш.э∆xэ +

ТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ

+kω

ωx + kx

∆xэ = kш/

.э∆xэ + kω ωx ,

7.3.1. Автоматы бокового управления

= k

+ k

= k

+ k

где

ш.н

ш.э

xэ

Устройство и работа. Демпферы крена и рыскания, автоматы бо-

ш.н

xн

ш.э

Такое увеличение коэффициентов штурвала компенсирует сниже-

ковой устойчивости снижают эффективность путевого и поперечного

управления. Пилоту приходится компенсировать эти недостатки до-

ние демпферами градиентов перемещений и усилий, так как

полнительным воздействием на штурвал и педали. Автоматы бокового

управления служат для освобождения пилота от решения этой задачи.

(xβн)АБУ

δн

= (xβн)ДР ,

Автоматы бокового управления (АБУ) - средства автоматического

kш/

.н

kш.н

управления, обеспечивающие улучшение путевой управляемости само-

δβн

лета на всех этапах и во всех режимах полета путем отклонения руля

(P β )

Pxн

(P β )

направления при воздействии пилота на педали или улучшение попе-

АБУ

kш/

kш.н

ДР

речной управляемости самолета отклонением элеронов при воздейст-

.н

вии пилота на штурвал.

(xэγ )

δэγ

= (xэγ )

Простейшие автоматы бокового управления реализуют следующие

kш.э

законы управления рулем направления и элеронами:

АБУ

kш.э

ДК

∆δАБУ = k

∆x

, (7.34)

хн

xэ

Xэ

∆δэАБУ = kхэ ∆xэ , (7.35)

(Pэ

)АБУ

kш/

.э

Pэ

kш.э

Pэ

(Pэ

)ДК

где ∆δнАБУ , ∆δэАБУ -

автоматические отклонения от балансиро-

вочного положения соответственно руля направления и элеронов авто-

май 2003г.

В.Г.Воробьев, С.В.Кузнецов АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ САМОЛЕТОВ

где (xβн )

(Pнβ )

(xэγ )

АБУ

(Pэγ )

- характеристи-

σнωy обеспечивает демпфирование колебаний самолета по рысканию.

АБУ

Изодромный фильтр с постоянной времени Tωy устраняет противо-

ки боковой управляемости самолета с включенным автоматом бокового

управления; (xβн )

ДР

, (Pнβ )

ДР

(xэγ )

ДК

(Pэγ )

- характеристики

действие АБУ развороту самолета с постоянной угловой скоростью

ДК

рыскания.

боковой управляемости самолета с включенными демпферами рыскания и крена.

Таким образом, автомат бокового управления позволяет сохранить статические характеристики боковой управляемости в заданных преде-

лах (рис.7.14).

					Составляющая закона управления по угловой скорости крена σнωx
Демпферные части законов управления автоматов обеспечивают					обеспечивает демпфирование и улучшение устойчивости самолета по
					углу скольжения. Апериодический фильтр с постоянной времениT
почти апериодический характер переходных процессов по угловым							ωx
скоростям крена и рыскания. Составляющие управляемости законов					служит для фильтрации помех, содержащихся в сигнале с ДУС. При
управления	АБУ, пропорциональные отклонению штурвала ∆xэ и				выпуске закрылков увеличивается передаточный коэффициент kω		.
педалей ∆xн		обеспечивают равенство установившихся значений угло-					x
					Составляющая закона управления по отклонению штурвала σн∆xэ
вых скоростей		ωx. уст и ωу. уст значениям этих параметров без при-			обеспечивает требуемые характеристики боковой управляемости. Апе-
менения автоматики. Тем самым сохраняется эффективность попереч-					риодический фильтр с постоянной времениT	служит для фильтра-
ного и путевого управления.					xэ
					ции помех, содержащихся в сигнале с ДП. Передаточный коэффициент
Выпуск интерцепторов на полукрыле с отклоненными вверх элеро-
нами увеличивает эффективность поперечного управления, так как					kxэ корректируется при выпуске закрылков и при работе вычисли-
создает дополнительный управляющий аэродинамический момент					тельной системы управления полетом ВСУП в режиме совмещенного
крена Mx δ		. Кроме того, канал управления интерцепторами являет-			управления (рис.7.16).Так обеспечивается улучшение устойчивости и
	ин				управляемости бокового движения самолета Ил-96 с помощью системы
ся резервным при отказе канала управления элеронами и обеспечивает
					АСУУ-96.
отказоустойчивость поперечного управления.					В цифроаналоговом АБУ, включенном в электродистанционные
Цифроаналоговые автоматы бокового управления. Дальнейшее					системы управления элеронов и интерцепторов (рис.7.17) реализуется
совершенствование АБУ стало возможным с применением цифроана-					логика раздельного формирования управляющих сигналов в аналого-
логовой схемотехники. В состав автомата (рис.7.15) входят датчики					вом и цифровом контурах. Основным контуром управления является
положения штурвала ДП, два датчика угловой скорости рыскания и					цифровой. При его отказе происходит автоматическое переключение на
угловой скорости крена ДУС, аналоговый блок управления БУ, цифро-					аналоговый автоматический контур управления элеронами и отключе-
вой вычислительный блок устойчивости и управляемости БВУУ и сер-					ние управления интерцепторами.
вопривод руля направления СПδн .
Формирование закона управления осуществляется в аналоговом
контуре по сигналам угловых скоростей рыскания и крена (аналоговый
демпфер рыскания) и в цифровом контуре по сигналам положения
баранки штурвала, а также смежных систем и датчиков. Цифровой
управляющий сигнал σнц			приводится к аналоговому виду uσнц	и сум-
мируется в	блоке БУ с		аналоговым управляющим сигналом	uσэ .
				н

Управляющее воздействие ∆δнАБУ формируется сервоприводом АБУ

и суммируется с управляющим воздействием ручного контура ∆δнP электродистанционной системы управления по усилию на педалях.

В обобщенном виде закон управления такого АБУ выглядит следующим образом:

∆δнАБУ = σан +σнц ,

σан = σнωy +σнωx

σнц = σн∆xэ ,

Tωy p

σн

У = kωy

ωy ,

σнx

= kωx

(δзак )

ωx , (7.38)

p +1

σн∆xЭ = kxэ (δзак,σэВСУП) Txэ1p +1 ∆xэ .

Составляющая закона управления по угловой скорости рыскания

29	май 2003г.

обеспечивает требуемые характеристики боковой

рование колебаний самолета по крену. Апериодический фильтр с постоянной времени Tωx , расположенный в ДУС, служит для фильтра-

ции высокочастотной помехи.

Составляющие закона управления по боковому отклонению ми-

ништурвала σ∆эцxэ

Глава 7. АВТОМАТИЧЕСКОЕ УЛУЧШЕНИЕ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ

В обобщенном виде закон управления такого АБУ следующий:

∆δэАБУ = σаэ σцэ ,

σаэ

= σωэаx ,

σцэ = σωэцx +σэц∆xэ +σэц∆γ +σбалэц +σэцВСУП ,

σωэаx = kωx ωxф , σωэцx = kωx ωxф ,

σ∆x

э = k

xэ

(∆x

)

∆x

эц

Txэ p +1

σ∆γ

= k

(

γ) , (7.39)

эц

∆γ

σбал =

σВСУП) ,

эц

бал

э.бал

∆δАБУ = σ∆γ

+σ∆x

э , σ∆γ

= k

(γ) ,

ин

иц

γ ∆γ

σωy

F (∆x

, δ

зак

) + F (ш.о., δ

РУД

) ,

xэ

торм

xэ

ωxф = Tωx 1p +1ωx .

Составляющие закона управления по угловой скорости крена в аналоговом и цифровом контурах σωэаx и σωэцx обеспечивают демпфи-

управления (7.37):

xбб(t) = Aббxбб(t) + Bббу uббу (t) , (7.40) yбб(t) = xбб(t) , (7.41)

uббу (t) = ∆δрэ (t) +∆δАБУэ (t) , (7.42)

∆δрэ (t) = Dббр ∆xэ(t) , (7.43)

∆δАБУэ (t) = DббАБУyбб(t) . (7.44)

∆ω

(t)

,ω

где

xбб(t) =

Aбб =

∆γ(t)

aγ,ω

aωx ,δэ

АБУ

ωx

АБУ

= kxэ .

Bбб =

, Dбб1

Dбб = kш.э , Dбб

управляемости. Апериодический фильтр

постоянной

времениTxэ

Подставим уравнения выхода (7.41) и входа (7.42) и законы управ-

ления (7.43) и (7.44) в уравнение состояния (7.40) и выполним преобра-

служит для фильтрации помех, содержащихся в сигнале

∆xэ . Нели-

зование Лапласа при нулевых начальных условиях:

(Ip − A

−Bу

DАБУ)Y

(p) = Bу

(Dp + DАБУ)∆Χ

(p) .

нейное звено имеет зону нечувствительности при малом изменении

бб

бб1

бб

сигнала ∆xэ .

Получим вектор передаточных функций системы «самолет-автомат

бокового управления» в быстром боковом движении самолета по угло-

Составляющая σэц∆γ ограничивает угол крена. Нелинейное звено

вой скорости и углу крена на отклонение пилотом штурвала:

F∆γ

имеет зону нечувствительности в эксплуатационном диапазоне

WАБУ(p) =

Yбб(p)

бб

∆Xэ(p)

угла крена и линейный рост с последующим насыщением при угле

(Dббp

+ DббАБУ) =

крена, выходящем из эксплуатационного диапазона.

(Ip − Aбб −Bббу DббАБУ1 )−1Bббу

Составляющая закона управления σбалэц

обеспечивает автоматиче-

АБУ

)

. (7.45)

скую

балансировку

самолета по крену

по

сигналу вычислительной

= Фбб

(p)Bбб(Dбб + Dбб

Переходная матрица состояния быстрого бокового движения само-

полетом σэВСУП.бал

системы управления

при появлении

статической

лета при включенном автомате бокового управления

ошибки управления. В ручном режиме управления балансировкой пи-

ФббАБУ(p) = (Ip − Aбб −Bббу DббАБУ1

)−1 .

лот воздействует на кнопку управления балансировки элеронов и фор-

Решение уравнения (7.45) приводит к следующему виду передаточ-

мирует сигнал uбал , который определяет вид нелинейного звена Fбал .

ных функций:

Балансировочный сигнал пропускается через интегрирующее звено.

δАБУ

Закон управления АБУ в канале интерцепторов формируется про-

∆x

э (p) =

kωэx

порционально отклонению миништурвала, закрылков, углу крена. При

∆ωx

АБУ

p +1

касании самолета взлетно-посадочной полосы по сигналам обжатия

Tωx

шасси и установки рычагов управления двигателями в положение ре-

δАБУ

верса, производится

довыпуск интерцепторов с целью

торможения

∆x

э (p)

kωэ

самолета.

p(TАБУp +1)

∆γ

Улучшение устойчивости и управляемости бокового движения са-

ωx

молета с помощью системы АСШУ-204 обеспечивает АБУ (рис.7.18)

где k

δАБУ

kωδэ

(kш.э

+ kxэ

)

= k

δДК

kωδэ kxэ

7.3.2. Моделирование улучшения

боковой устойчивости и

δэ

ωx

+ kω

ωx

1+ kω

управляемости

kω

Реакция самолета на отклонение штурвала пилотом при вклю-

TАБУ =

Тω

= TДК .

ченном автомате бокового управления в канале элеронов. Рассмот-

ωx

1+ kω

kωδэ

рим модель быстрого бокового движения самолета по угловой скорости

и углу крена (4.53) при наличии управляющих воздействий пилота на

Таким образом, автомат бокового управления в канале элеронов

штурвал и включенном автомате бокового управления. Модель содер-

увеличивает коэффициент усиления самолета по угловой скорости

жит уравнение состояния, уравнения выхода и входа, закон управления

крена по сравнению с демпфером крена.

Постоянная времени

TАБУ

элеронами ручного контура и закон управления автомата бокового

ωx

май 2003г.

В.Г.Воробьев, С.В.Кузнецов АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ САМОЛЕТОВ

при этом не меняется. Структурная схема замкнутой системы «самолетавтомат бокового управления» в канале элеронов (рис.7.19) включает автоматический и ручной контуры.

На этапе быстрого бокового движения по крену при ступенчатом отклонении штурвала произойдет формирование нового установившегося значения угловой скорости крена

(ωx )уст		= lim[∆x			∆x		(p)] =	kωδэ (kш.э + kxэ		)	∆xэ .
					эW∆ω	э		x
					эW∆ω	э		1+ kω	δ
		p→0				x		1+ kω	kωэ
								x	x
При kx	э	= kω	x	kωδэ	установившееся значение угловой скорости
	э		x	x

крена самолета с включенным АБУ будет равно значению этого параметра без автоматики, то есть АБУ сохраняет эффективность поперечного управления, компенсируя недостатки демпфера крена.

Переходный процесс по угловой скорости крена определяется следующим выражением:

	kωδэ (kш.э	+ kx	э	)			−(1+k		kδэ	)t / T
∆ωx (t) =	x		э		[1	−e		ωx	ωx	ωx ]∆xэ .
∆ωx (t) =	1+ kω	kωδэ			[1	−e		ωx	ωx	ωx ]∆xэ .
	1+ kω	kωδэ
	x	x

Время переходного процесса tпАБУ не отличается от времени пе-

реходного процесса tпДК .

Реакция самолета на отклонение педалей пилотом. Рассмотрим модель быстрого бокового движения самолета по угловой скорости рыскания и углу скольжения (4.23) при наличии управляющих воздействий пилота на педали и включенном автомате бокового управления. Модель содержит уравнение состояния, уравнения выхода и входа, закон управления рулем направления ручного контура и закон управления автомата бокового управления (7.34):

xбб(t) = Aббxбб(t) + Bббу uббу (t) , (7.48) yбб(t) = xбб(t) , (7.49)

uббу (t) = ∆δнр(t) +∆δнАБУ(t) , (7.50)

∆δнр(t) = Dббр ∆xн(t) , (7.51)

∆δнАБУ(t) = DббАБУ∆xн(t) . (7.52)

где

∆ωy (t)

Aбб

aωy ,ωy

aωy ,β

xбб(t) =

∆β(t)

aβ,ω

aβ,β

Bу

aω

,δ

, Dр

= k

DАБУ = k

ш.н

бб

xн

Преобразование модели (7.48)-(7.52) приводит к получению передаточных функций самолета в быстром боковом движении самолета по угловой скорости рыскания и углу скольжения на отклонение пилотом педалей при включенном автомате бокового управления:

(Ip − Aбб)Yбб(p) = Bббу (Dббp + DббАБУ)∆Χн(p) ,

WАБУ(p) =	Yбб(p)	=

бб	∆Xн(p)

(Ip − Aбб)−1Bббу (Dббp + DббАБУ) = ФббАБУ(p)Bббу (Dббp + DббАБУ) .

Переходная матрица состояния быстрого бокового движения самолета при включенном автомате бокового управления

ФббАБУ(p) = (Ip − Aбб)−1 . (7.53)

Сравнив выражение (7.53) с выражением для переходной матрицы состояния быстрого бокового движения самолета без автоматики, при-

ходим к выводу об их идентичности. Это позволяет получить передаточные функции в следующем виде:

	kδн		(k	ш.н	+ k		xн	)(T p +1)
W∆xн (p) =	ω	y		ш.н			xн			ψ
		y									, (7.54)
			T2p2		+	2T		ξ			, (7.54)
∆ωy			T2p2		+	2T		ξ	p +1
			β				β	β
W∆xн (p) =	kβδн (kш.н + kxн )									. (7.55)
W∆xн (p) =	T2p2 + 2T					ξ	p +			. (7.55)
∆β	T2p2 + 2T					ξ	p +		1
	β				β	β

Сравнивая передаточные функции (7.54) и (7.55) с передаточными функциями самолета без автоматики в быстром боковом движении, приведенными в табл.4.1, приходим к выводу о том, что их структура не изменилась. Включение автомата бокового управления с законом управления (7.34) изменяет лишь коэффициент усиления.

Проведем аналогичные исследования, если автомат бокового управления имеет закон управления (7.36). Тогда в модели (7.48)-(7.52) вместо закона управления (7.52) используем следующее уравнение:

∆δнАБУ(t) = DббАБУ1 Yбб(t) + DббАБУ∆xн(t) , (7.56)

где [DббАБУ1 ]T = [kωy 0] .

Получим вектор передаточных функций в следующем виде:

WАБУ(p) =	Yбб(p)	=

бб	∆Xн(p)

(Ip − Aбб −Bббу DббАБУ1 )−1Bббу (Dббp + DббАБУ) = . = ФббАБУ(p)Bббу (Dббp + DббАБУ)

Матрица переходных функций

ФббАБУ(p) = (Ip − Aбб −Bббу DббАБУ1 )−1 . (7.57)

Сравнивая выражение (7.57) с выражением для переходной матрицы состояния быстрого бокового движения самолета при включенном демпфере рыскания, приходим к выводу, что ФббАБУ(p) = ФббДР(p) .

Это позволяет воспользоваться результатами параграфа 6.2 и получить следующие передаточные функции:

kδнАБУ (T p +1)

W∆xн (p) =

ωy

, (7.58)

(TАБУ)2 p2

+ 2T

∆ωy

АБУξАБУp +1

W∆xн

(p) =

kβδнАБУ

, (7.59)

(TАБУ)2 p2

+ 2T

∆β

АБУξАБУp +1

δАБУ

kωδнy (kш.н + kxн )

δДР

kωδнy kxн

где kωнy

= kωнy

1+ kω kωδн

1+ kω

ωδн

δАБУ

kβδн (kш.н

+ kx

)

δДР

kβδн kx

kβн

= kβн

1+ kω

kωδн

+ kω

kωδн

TβАБУ = TβДР , ξβАБУ = ξβДР .

Таким образом. автомат бокового управления в канале руля направления увеличивает коэффициенты усиления самолета по угловой скорости рыскания и углу скольжения по сравнению с демпфером рыс-

кания. Постоянная времени TβАБУ и относительный коэффициент

затухания ξβАБУ при этом не меняются. Структурная схема замкнутой

системы «самолет-автомат бокового управления» в канале руля направления (см. рис.7.19) содержит ручной и автоматический контуры.

На этапе быстрого бокового движения по рысканию при ступенчатом отклонении педалей произойдет формирование нового установившегося значения угловой скорости рыскания

W∆xн (p)] =

kωδн (kш.н

+ kx

)

(ω

)

уст

= lim[∆x

∆x

δн

p→0

н ∆ωy

+ kω

kω

31	май 2003г.

Глава 7. АВТОМАТИЧЕСКОЕ УЛУЧШЕНИЕ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ

При

kxн

= kωδнy

установившееся значение угловой скорости рыс-

ших приборных скоростях полета.

кания самолета с включенным АБУ будет равно значению этого пара-

метра без автоматики, то есть АБУ сохраняет эффективность путевого

управления, компенсируя недостаток демпфера рыскания.

Переходный процесс по угловой скорости рыскания определяется

следующим выражением:

ξАБУ

kωнy

(kш.н + kxн )

−

TβАБУ

∆ωy (t) =

[1−

+ kω

ωδн

1−(ξАБУ)2

sin(

1−(ξАБУ)2

+arcsin

1−(ξАБУ)2 )]∆x

TАБУ

Таким образом, включение автомата бокового управления в про-

В состав автомата (рис.7.21) входят система воздушных сигналов

водку управления рулем направления приводит к уменьшению колеба-

СВС как датчик приборной скорости, вычислитель В и сервопривод

тельности процесса управления при сохранении эффективности путево-

коэффициента штурвала СПkш.в . Вычислитель и электронная часть

го управления.

сервопривода образуют электронный аналоговый блок автомата БА в

7.4. АВТОМАТИЧЕСКОЕ РЕГУЛИРОВАНИЕ ПРОДОЛЬНО-

канале регулирования коэффициента штурвала рулей высоты. Испол-

нительным устройством сервопривода служит электромеханизм враща-

ГО УПРАВЛЕНИЯ

тельного действия МВДkш.в, который управляет кинематическим меха-

Устройство

и работа

автоматов

регулирования

продольного

низмом изменения коэффициента штурвала руля высоты КМkш.в .

управления. Характеристики продольной управляемости самолета

Автомат регулирования продольного управления работает сле-

дующим образом. На малых приборных скоростях полета во взлетно-

существенно меняются по режимам полета. Особенно сильно они зави-

посадочных режимах, когда эффективность отклонения руля высоты

сят от скорости и высоты

полета. При ручном управлении самолетом

сравнительно мала, выходное звено электромеханизма находится в

пилоту приходится учитывать эти факторы, прикладывая различные

крайнем

выдвинутом положении, обеспечивая с помощью кинематиче-

усилия к колонке штурвала на различных режимах полета. На больших

ского механизма КМkш.в максимальное значение коэффициента штур-

скоростях полета вследствие увеличения эффективности руля высоты

вала руля высоты. Это достигается соответствующим соотношением

эти усилия должны быть незначительными. На малых скоростях полета

длины плеч в кинематической передаче от колонки штурвала КШ к

вследствие уменьшения эффективности руля высоты эти усилия воз-

механизму загрузки МЗ и рулевому приводу руля высоты РПδв .

растают. Автоматы регулирования продольного управления служат

пилоту для облегчения управления самолетом.

Автомат регулирования продольного управления (АРУkш.в) - сред-

ство автоматического управления, обеспечивающее постоянство стати-

ческих характеристик продольной управляемости самолета на всех

этапах и во всех режимах полета путем регулирования значения коэф-

фициента штурвала руля высоты при изменении режима полета.

Автоматы регулирования продольного управления могут представ-

лять собой автономные средства с собственным сервоприводом, изме-

няющим кинематику механической проводки управления рулем высо-

ты. Возможно, также построение автомата на базе автомата продольной

управляемости, тогда собственного сервопривода автомат не имеет и

кинематики механической проводки не меняет.

Рассмотрим первый вариант АРУ. Основными параметрами, харак-

Максимальное значение коэффициента штурвала руля высоты со-

теризующими изменение режима полета самолета, являются скорост-

храняется вплоть до определенной приборной скорости Vmin , при

ной напор q, приборная скорость Vпр и высота полета H. В аналоговых

пр

автоматах регулирования продольного управления обычно реализуется

превышении которой АРУ начинает отработку. Сигнал, пропорцио-

простейшая зависимость коэффициента штурвала kш.в от приборной

нальный приборной скорости Vпр, поступает в вычислитель, который

скорости

проверяет выполнение условия V

≥Vmin

и вырабатывает управ-

kш.в = kш.в(Vпр) , (7.60)

ляющий сигнал uв

пр

где

на выход сервопривода, пропорциональный разно-

kmax , при

< Vmin

сти ( V

≥Vmin ). Так как скорость изменяется сравнительно медлен-

ш.в

пр

max

min

но, отработка

управляющего воздействия осуществляется достаточно

kmax

−

(kш.в − kш.в )

− Vmin ),

медленно действующим электроприводом, влиянием которого на дина-

) =

(Vптmax − Vптmin )

ш.в

пр

мику управления можно пренебречь.

пр

Когда сигнал обратной связи uос

при

min

max

с датчика позиционной обратной

Vпр

≤ Vпр ≤ Vпр

связи ДОС уравновесит на входе сумматора С сервопривода управ-

kшmin.в , при

Vпр > Vпрmax

ляющий сигнал u

, отработка прекратится. Выходное звено МВДkш.в

Зависимость коэффициента штурвала kш.в от приборной скорости

займет новое

положение, обеспечивая с помощью кинематического

показана на рис.7.20. На малых приборных скоростях полета вплоть до

механизма КМkш.в меньшее плечо в кинематической проводке к руле-

значения

Vmin

выдерживается максимальное значение коэффициента

вому приводу и, соответственно, меньшее значение коэффициента

пр

штурвала руля высоты. Руль высоты и колонка штурвала при этом

штурвала

kmax

. Затем следует участок линейного уменьшения коэф-

остаются неподвижными, а меняется лишь кинематика механической

ш.в

проводки управления.

фициента

штурвала

до минимального

значения

min

на скорости

По мере увеличения приборной скорости до определенного значе-

kш.в

ния Vmax , когда эффективность отклонения руля высоты повышается,

Vmax . Это значение коэффициента штурвала выдерживается на боль-

пр

32	май 2003г.

В.Г.Воробьев, С.В.Кузнецов АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ САМОЛЕТОВ

выходное звено электромеханизма МВДkш.в постепенно перемещается в

самолета.

крайнее убранное положение, обеспечивая минимальное значение ко-

На рис. 7.22 представлены зависимости q = f(Vпр) и kxв

= f (q) .

эффициента штурвала руля высоты. Дальнейшее увеличение скорости

не вызывает воздействий на

кинематику проводки

управления рулем

высоты. Управление пилотом рулем высоты через контур ручного

управления (сигнал

δвP ) и управление автоматикой через контур авто-

матического управления (сигнал

δaв ) осуществляется обычным обра-

зом.

Разновидностью автомата регулирования продольного управления

с собственным сервоприводом, воздействующим на кинематику меха-

нической проводки, является автомат, осуществляющий регулирование

коэффициента штурвала руля высоты в функции эквивалентного от-

клонения руля высоты при горизонтальном полете

δэкв

. Это эквива-

Так как автомат продольного управления включается в механиче-

лентное отклонение вычисляется как сумма угла отклонения стабилиза-

скую проводку бустерной или электродистанционной системы управ-

тора ∆ϕст ,

приведенного к рулю высоты,

и угла отклонения самого

ления по последовательной схеме, то полное отклонение руля высоты

руля высоты

∆δв от положения горизонтального полета.

Выделение

пилотом и автоматикой

∆δ

= ∆δP

+∆δАПУ

= k

∆x

+ k

(q)∆x

значения эквивалентного отклонения руля высоты, соответствующего

ш.в

xв

горизонтальному полету, из текущих значений ∆δв

и ∆ϕст

осущест-

=[kш.в + kxв (q)]∆xв = kш/

.в(q)∆xв

вляется по информации об угловой скорости тангажа.

При

ωz

= 0

(отсутствие маневра) ∆δв

∆ϕст

соответствуют горизонтальному

где kш.в(q) = kш.в + kxв (q) .

Таким образом, осуществляется регулирование коэффициента

полету.

штурвала руля высоты без изменения кинематики механической про-

Такой АРУ вместо датчика приборной скорости системы воздуш-

водки.

ных сигналов СВС содержит датчик угловой скорости тангажа ДУС,

В цифроаналоговых АРУ на базе АПУ все расчеты осуществляются

датчик

положения

стабилизатора

ДПϕ

и датчик положения

руля

в цифровом вычислителе, а сервоприводом руля высоты служит серво-

высоты

ДПδв

(на рис.7.21 показаны штриховой линией). Выработка

привод электродистанционной системы управления.

Разновидностью автоматов регулирования продольного управления

вычислителем

управляющего

сигнала

uв

производится

функции

является автомат регулирования продольной загрузки (АРЗ) - средство

сигналов uωZ , u∆ϕ и u∆δB

. При uωZ

≠ 0

(наличие маневра)

вы-

автоматического управления, обеспечивающее стабилизацию характе-

ристик продольной управляемости путем регулирования коэффициента

ходное звено электропривода не воспроизводит изменения значений

усиления проводки управления рулем высоты по усилию при измене-

∆δв и

∆ϕ , вызывающих указанный маневр,

а запоминает значения,

нии режима полета.

pв

предшествующие маневру. Запоминание осуществляется с помощью

При этом реализуется зависимость коэффициента

от прибор-

kxв

функциональной ячейки вычислителя, которая, запирая прямой тракт

ной скорости, либо скоростного напора и высоты:

привода, останавливает выходное

звено

исполнительного

механизма

kpв

= kpв (V

) .

(7.62)

при наличии угловой скорости тангажа ω

≠ 0 . При u

= 0 любые

xв

пр

Причем функция kpв (V )

изменения ∆δ

∆ϕ ,

а соответственно сигналов u

∆δB

и u

∆ϕ

аналогична функции k

(V ) ,

xв

пр

ш.в пр

преобразуются автоматом в пропорциональное этим изменениям пере-

представленной (7.60)

мещение выходного звена исполнительного механизма и соответствен-

Изменение коэффициента усиления проводки управления рулем

ное изменение коэффициента штурвала руля высоты.

высоты по усилию ведется таким образом, чтобы градиент усилий на

Автомат регулирования продольного управления на базе автомата

колонке штурвала по перегрузке оставался постоянным. Это позволяет

продольного управления не воздействуют на кинематику механической

увеличить загрузку управления для сохранения ощущения скорости

проводки руля высоты. Этот автомат обеспечивает изменение переда-

полета по усилию на колонке штурвала.

точного коэффициента по отклонению колонки штурвала kxв

автомата

Функциональная схема АРЗ продольного управления отличается от

функциональной схемы АРУkш.в, представленной на рис.7.20, тем, что

продольного управления в функции скоростного напора q или прибор-

электромеханизм МВД воздействует на кинематический механизм

ной скорости Vпр . Тогда АПУ и АРУ реализуют следующий совмест-

загружателя МЗ без изменения кинематики проводки управления от

ный закон управления:

колонки штурвала к рулевому приводу руля высоты. Работа АРЗ анало-

∆δвАПУ = kxв (q)∆xв , (7.61)

гична работе АРУkш.в .

при

< Vmin

Влияние автоматов регулирования продольного управления на

характеристики управляемости самолета. Статические характери-

где q =

const

пр

стики продольной управляемости самолета - градиенты перемещения и

const

при

≥ Vmin .

усилий на колонке штурвала по перегрузке согласно (3.70) -(3.73) зави-

Vmin

сят от коэффициента штурвала kш.в , градиента усилий на штурвале по

пр

перемещению

Pxв

градиента

руля

высоты

по

перегрузке

kmaxx

, при

q < qmin

обратную градиенту

называют коэффициентом

δвУ .Величину,

δвУ ,

max

min

)

усиления по перегрузке

max

(kxв

−kxв

min

max

(q) = kx

−

(q −q

при q

≤ q ≤ q

∆nУ

(qmax

−qmin )

δв

knУ

. (7.63)

min

при q > q

max

nУ

∆δ

kxв

δв

Этот коэффициент показывает, какую нормальную перегрузку по-

qconst ,

min

max

min

max

min

max

лучит самолет при отклонении руля высоты на 1D . Как показывают

Vпр

, Vпр

, kxв

постоян-

ные значения параметров и коэффициентов, характерные для данного

теоретические и экспериментальные исследования,

этот коэффициент

33	май 2003г.

Глава 7. АВТОМАТИЧЕСКОЕ УЛУЧШЕНИЕ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ

меняется в зависимости от режимов полета следующим образом:

kδв ≈ mδzвSba q . (7.64)
nУ	(xF − xT )mg

Подставим выражения (7.63) и (7.64) в выражения (3.70) и (3.73), получим:


XвnУ =			1	=		(xF − xT )			. (7.65)
XвnУ =			kш.в kδnвУ	=					. (7.65)
			kш.в kδnвУ		kш.вmδzв Sba q
P n	У	=	1	Pxв		=	(xF − xT )			Pxв . (7.66)
P n	У	=	δ	Pxв		=				Pxв . (7.66)
в			δ	в			δ	Sba q		в
			kш.в knвУ				kш.вmzв	Sba q

Таким образом, градиенты перемещений и усилий на колонке штурвала по перегрузке прямо пропорциональны запасу устойчивости

по перегрузке (xF − xT ) , а также массе самолета m, и обратно пропорциональны производной коэффициента момента тангажа по откло-

нению руля высоты mδzв и скоростному напору q . Наиболее существенно в течение полета меняется скоростной напор. Соответственно меняются и градиенты XвnУ и PвnУ . Это показано, в частности, в при-

мере 2 (раздел 3.2).

Для обеспечения постоянных значений этих градиентов необходимо менять коэффициент штурвала kш.в обратно пропорционально изме-

нению коэффициента усиления самолета по перегрузке kδв , а следо- nУ

вательно, обратно пропорционально скоростному напору q. Эту задачу как раз и решает автомат регулирования продольного управления. При

		1
этом обратно пропорциональная зависимость kш.в	= f		аппрок-

	q

симируется линейной зависимостью (7.60), пересекающей параболу в точках qmin и qmax , либо в точках Vпрmin и Vпрmax . Подставим в выраже-

ние (7.65) и (7.66) значение kш.в = q1 . Тогда градиенты перемещения

и усилий на колонке штурвала по перегрузке перестают зависеть от величины скоростного напора.

Аналогичным образом можно показать благоприятное влияние автомата регулирования продольного управления на градиенты переме-

щения и усилия на колонке штурвала по скорости xвV и PвV .

Рассмотрим влияние автомата регулирования продольной загрузки на статические характеристики продольной управляемости. Коэффициент усиления проводки управления рулем высоты по усилию есть величина, обратная градиенту усилий на колонке штурвала по перемеще-

нию Pвxв . Тогда выражение (7.66) можно представить следующим

образом:
P nУ =	1		Pxв =	1			.
P nУ =	δ		Pxв =	δ		P	.
в	δ	в	в	δ	в	P
		в		kш.вkz	в	в
	kш.вknУ			kш.вkz		kxв
Для обеспечения постоянного значения градиента P nУ								по режи-
							в
						δв	от скоростного напора q, не-
мам полета в связи с зависимостью knУ							от скоростного напора q, не-

обходимо изменять коэффициент kPв обратно пропорционально из- xв

менению скоростного напора. Эту задачу решает автомат регулирования загрузки. При этом коэффициент штурвала kш.в остается неизменным.

Влияние отказов и характеристик элементов автомата регулирования продольного управления на управление продольным дви-

жением. Пассивный отказ автомата приводит к прекращению регулирования коэффициента штурвала руля высоты по режимам полета. Если такой отказ происходит во взлетном режиме, то весь последующий полет пилот выполняет с большим значением коэффициента штурвала. Поэтому на больших скоростях пилоту трудно соразмерить величину перемещения колонки штурвала с реакцией самолета. Небольшие пе-

ремещения колонки штурвала создают чрезмерно быстрое изменение перегрузки, что заставляет пилота отклонять колонку штурвала в обратную сторону. При этом создается опасность непроизвольной раскачки самолета.

Если пассивный отказ происходит в крейсерском режиме на большой скорости, то весь последующий полет пилот выполняет с малым значением коэффициента штурвала. Поэтому на малых скоростях при заходе на посадку маневренные возможности самолета существенно ограничены. Значительные перемещения колонки штурвала создают чрезмерно малое изменение перегрузки, что затрудняет вывод самолета на посадочный угол атаки и создается опасность грубой посадки. Поэтому обычно в АРУ предусматривается возможность ручного управления изменением коэффициента штурвала до взлетно-посадочного

значения kшmax.в от аварийного тумблера. При этом пилот переходит на

непосредственное управление исполнительным механизмом автомата, формируя постоянный управляющий сигнал на вход его сервопривода.

Активный отказ автомата приводит к отработке исполнительным механизмом кинематики механической проводки в одно из крайних положений. Если такой отказ происходит во взлетном режиме, то резко ограничиваются маневренные возможности самолета и возникает опасность невыхода самолета на взлетный угол атаки.

Если отказ происходит в крейсерском режиме, возрастает опасность раскачки самолета. Если отказ происходит при заходе на посадку, возникает опасность невыхода самолета на посадочный угол атаки. Поэтому в исполнительном механизме АРУ устанавливаются концевые выключатели, обесточивающие автомат при значительных перемещениях выходного звена. Радикальным методом, обеспечивающим уменьшение влияния автомата на безопасность полета, является резервирование.

7.5. АВТОМАТИЧЕСКОЕ РЕГУЛИРОВАНИЕ ПУТЕВОГО И ПОПЕРЕЧНОГО УПРАВЛЕНИЯ

Устройство и работа автоматов регулирования путевого и по-

перечного управления. Характеристики боковой управляемости существенно зависят от режимов полета. Возрастание эффективности управления самолетов от руля направления и элеронов на больших скоростях полета и уменьшение эффективности управления на малых скоростях полета сильно затрудняют пилоту процесс управления самолетом. Задача пилота существенно упрощается при наличии на борту самолета автоматов регулирования путевого и поперечного управления.

Автомат регулирования путевого управления (АРУ kш.н ) - сред-

ство автоматического управления, обеспечивающее постоянство статических характеристик путевой управляемости путем регулирования значения коэффициента штурвала направления при изменении режима полета.

Автомат регулирования поперечного управления (АРУ kш.э ) сред-

ство автоматического управления, обеспечивающее постоянство статических характеристик поперечной управляемости путем регулирования значения коэффициента штурвала элеронов при изменении режима полета.

Принцип действия автоматов регулирования путевого и поперечного управления аналогичен принципу действия автоматов регулирования продольного управления. В аналоговых автоматах реализуются сле-

дующие зависимости коэффициентов штурвала

kш.н

и kш.э от при-

борной скорости:

kш.н = kш.н(Vпр) , (7.67)

kш.э = kш.э(Vпр) , (7.68)

kmax

, при

< Vmin

ш.н

пр

пр.н

kmax

−

(kшmax.н − kшmin.н )

− Vmin

(Vпрmax.н − Vпрmin.н)

ш.н

(V ) =

ш.н

пр

пр.н

пр

при

Vmin

≤ V

≤ Vmax ,

пр.н

пр

пр.н

kmin

, при

> Vmax .

ш.н

пр

пр.н

34	май 2003г.

коэффициентов штурвала соответственно в канале руля направления и канале элеронов.

В.Г.Воробьев, С.В.Кузнецов АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ САМОЛЕТОВ

			kmax		, при		V	< Vmin	,
				ш.э			пр	пр.э
					kmax	−	(kшmax.э − kшmin.э )			(V	−Vmin ),
					kmax	−	(Vпрmax.э − Vпрmin.э)			(V	−Vmin ),
k	ш.э	(V ) =			ш.э		(Vпрmax.э − Vпрmin.э)			пр	пр.э
	ш.э	пр
					при	Vmin		≤ V	≤ Vmax ,
					при	Vmin		≤ V	≤ Vmax ,
							пр.э	пр		пр.э
			kmin		, при		V	> Vmax .
				ш.э			пр	пр.э
				ш.э			пр	пр.э

Vпрmin.н, Vпрmax.н , Vпрmin.э , Vпрmax.э - минимальные и максимальные

значения приборной скорости для изменения коэффициента штурвала соответственно в канале руля направления и канале элеронов;

kшmin.н, kшmax.н , kшmin.э , kшmax.э - минимальные и максимальные значения

ной скорости Vпр* система СВС выдает в блок автоматики команду uVпр* . Вычислитель этого канала формирует управляющее напряжение

uв на обмотку управления электродвигателя механизма МЭТ. Элек-

тродвигатель имеет две обмотки управления, обеспечивающие движение выходного звена МЭТ как в одну, так и в другую сторону. Так как управление производится достаточно медленно и жестких требований по динамике нет, сервопривод канала ограничения хода педалей работает без обратной связи. Выходное звено МЭТ через кинематическую передачу соединено со специальной качалкой, которая резко увеличивает загрузку педалей, когда МЭТ задвигает механическую проводку в паз качалки. Это обеспечивает невозможность перемещения руля направления пилотом на значительные углы на больших скоростях и предохранение киля самолета от больших аэродинамических нагрузок.

Когда приборная скорость самолета уменьшается до Vпр* , автомат

переводит выходное звено МЭТ в выдвинутое положение и освобожда-

Зависимости коэффициентов штурвала

ш.н

и k

ш.э

от прибор-

ет проводку управления рулем направления.

kш.в пока-

В цифроаналоговых АРУ реализуется нелинейная аппроксимация

ной скорости Vnp аналогичны зависимости коэффициента

зависимости коэффициента штурвала от приборной скорости, например

занной на рис. 7.20. Эти зависимости содержат два участка с неизмен-

кубическая, когда

при V

< Vmin

ными максимальными значениями коэффициентов (при малой скоро-

kmax

сти) и минимальными значениями коэффициентов (при большой скоро-

ш.н

min

пр

пр.н

сти). Коэффициенты изменяются от максимального до минимального

min

max

Vпр.н

значения на кусочно-линейных участках (одном или нескольких). В

kш.н(Vпр) =

(

)

при

Vпр.н ≤ Vпр

≤ Vпр.н ,

Vпр

канале руля направления регулирование коэффициента штурвала

обычно осуществляется в более широких пределах.

kшmin.н

при

Vпр > Vпрmax.н .

В состав автоматов (рис. 7.23 и 7.24) входят система воздушных

сигналов СВС как датчик приборной скорости, вычислители В и серво-

Автоматы регулирования путевого и поперечного управления на

приводы коэффициентов штурвала СП kш.н и СП kш.э . Вычислитель

базе автоматов бокового управления не оказывают собственного воз-

и электронная часть каждого сервопривода образуют соответствующие

действия на кинематику механических проводок руля направления и

каналы блоков автоматики БА. Исполнительными устройствами серво-

элеронов. Эти автоматы обеспечивают изменение передаточных коэф-

приводов

служат электромеханизмы

вращательного

действия

фициентов по отклонению педалей k

xн

и отклонению штурвала k

xэ

МВД kш.н

и МВД kш.э , которые управляют соответствующими кине-

автоматов бокового управления в функции скоростного напора q:

матическими механизмами изменения

коэффициентов

штурвала

KM kш.н и KM kш.э .

∆δнАБУ = kxн (q)∆xн , (7.70)

∆δАБУ = k

(q)∆x

, (7.71)

xэ

где зависимости q = f(Vпр),

kxн

= f (q)

и kxэ = f (q)

аналогич-

ны зависимостям (7.67)-(7.69).

Полные отклонения руля направления и элеронов пилотом и авто-

матикой имеют вид:

∆δ

= ∆δP

+∆δАБУ

= k

ш.н

∆x

+ k

(q)∆x

xн

=[k

ш.н

+ k

(q)]∆x

= k/

(q)∆x

xн

ш.н

∆δ

= ∆δP

+∆δАБУ

= k

ш.э

∆x

+ k

xэ

(q)∆x

=[k

ш.э

+ k

(q)]∆x

= k/

(q)∆x

xэ

ш.э

где k/

(q) = k

ш.н

+ k

xн

(q) ,

(q) = k

ш.э

+ k

xэ

(q) .

ш.н

ш.э

Таким образом, осуществляется регулирование коэффициентов

штурвала руля направления и элеронов без изменения кинематики

механической проводки.

Разновидностями автоматов регулирования путевого и поперечного

управления являются автоматы регулирования путевой и поперечной

загрузки (АРЗ) -средства автоматического управления, обеспечивающие

стабилизацию статических характеристик боковой управляемости пу-

тем регулирования коэффициентов проводок управления рулем на-

Автомат регулирования путевого управления кроме канала регули-

правления и элеронов по усилиям при изменении режима полета.

рования kш.н		обычно содержит также канал ограничения хода педа-	При этом реализуются зависимости коэффициентов			kpн
лей ∆xн.огр ,		который состоит из своего вычислителя В и сервоприво-				xн
лей ∆xн.огр ,		который состоит из своего вычислителя В и сервоприво-	приборной скорости либо скоростного напора и высоты:
да CП ∆x	н.огр	на базе механизма эффекта триммирования МЭТ.	kpн	= kpн (V ) , (7.72)
	н.огр		xн	xн	пр

иkpэ от

xэ

Работа автоматов регулирования путевого и поперечного управле-	kpэ	= kpэ	(V ) . (7.73)
ния по изменению коэффициентов штурвала аналогична работе автома-
	xэ	xэ	пр
та регулирования продольного управления. Работа автомата регулиро-	Причем эти зависимости аналогичны зависимостям (7.67) и (7.68).
вания путевого управления по ограничению хода педалей заключается
	Коэффициенты проводки управления рулем направления и элеро-
в следующем. При достижении самолетом некоторой заданной прибор-
	нами по усилиям изменяются таким образом, чтобы градиенты усилий

35	май 2003г.

<<< < Предыдущая 1 2 3 4 5 6 7 8 910 / 1810 11 12 13 14 15 16 17 18 > Следующая >>>

Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]

#
22.03.2016513.22 Кб18УР курсовик заочники 2008.pdf
#
08.02.20153.43 Mб16Устав ЛетяГА.doc
#
22.03.2016528.9 Кб28Учеб пособ АиУ ч 1.doc
#
20.08.20194.02 Mб26учебник по русскому_0.doc
#
01.03.20253.04 Mб18Учебник (1).doc
#
22.03.20169.51 Mб428учебник Кузнецова 2003.pdf
#
22.03.201618.82 Mб196Учебник по ВС.DOC
#
21.04.2019710.14 Кб18Учебник по ФИЛОСОФИи ТЕХНИКИ.doc
#
01.04.20252.85 Mб9Учебное пособие КМЗИ ч1 СКС.doc
#
01.04.20252.71 Mб3Учебное пособие КМЗИ ч2 АСКС.doc
#
01.07.2025495.23 Кб4Учебное пособие по технологическому обеспечению перевозок.docx