учебник Кузнецова 2003

Добавил:

Upload Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.

Вуз:

Московский государственный технический университет гражданской авиации

Предмет:

[НЕСОРТИРОВАННОЕ]

Файл:

kϑ mδzвSbaρV2

Таким образом, величина

∆ϑуст является статической ошибкой

.pdf

Скачиваний:

428

Добавлен:

22.03.2016

Размер:

9.51 Mб

Скачать

☆

<<< < Предыдущая 1 2 3 4 5 6 7 8 9 1011 / 1811 12 13 14 15 16 17 18 > Следующая >>>

Глава 7. АВТОМАТИЧЕСКОЕ УЛУЧШЕНИЕ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ

на педалях и штурвале оставались постоянными. Это позволяет увеличить загрузку управления для сохранения ощущения скорости полета по усилиям на педалях и штурвале.

Функциональные схемы АРЗ путевого и поперечного управления отличаются от функциональных схем АРУ kш.н и APУ kш.э пред-

ставленных на рис. 7.23 и 7.24, тем, что электромеханизмы МВД воздействуют на кинематические механизмы загружателей МЗ без изменения кинематики проводок управления от педалей и штурвала к рулевым приводам руля направления и элеронов. Работа АРЗ аналогична работе

АРУ kш.н и APУ kш.э .

Влияние автоматов регулирования путевого и поперечного управления на характеристики боковой управляемости самолета. Статические характеристики боковой управляемости самолета - градиенты перемещения и усилий на педалях и штурвале по углам скольжения и

крена согласно (4.45)-(4.50) зависят от коэффициентов штурвала kш.н

и kш.э градиентов усилий на педалях и штурвале по перемещению

Pнxн и Pэxэ градиентов руля направления и элеронов по скольжению

δβн и δβэ и крену δнγ и δэγ .

Характеристики боковой управляемости самолета можно выразить следующим образом:

Xβн	=	1	, Xβэ	=	1	.
		kш.нkβδн
					kш.эkβδэ

Коэффициенты усиления самолета по углу скольжения имеют вид:

kβδн =	1	=	∆β	, kβδэ =	1	=	∆β	.

	δβн		∆δн		δβэ		∆δэ
Коэффициенты усиления kβδн						и kβδэ меняются по режимам поле-

та, но наиболее существенно зависят от скоростного напора q, причем эта зависимость является прямо пропорциональной. Поэтому для обес-

печения постоянных значений градиентов Xβн и Xβэ необходимо ме-

нять коэффициенты штурвала kш.н и kш.э обратно пропорционально коэффициентам усиления kβδн и kβδэ , а следовательно, обратно про-

порционально скоростному напору q.

Эти задачи как раз и решают автоматы регулирования путевого и поперечного управления. Тогда получают постоянные значения статических характеристик боковой управляемости при изменении скоростного напора:


Xβн =		1			≈ const ,
	kш.н(	1		)kβδн (q)


		q
Xβэ =		1			≈ const .
		1	)kβδэ (q)
	kш.э(

		q

Влияние отказов автоматов регулирования путевого и поперечного управления на управление боковым движением аналогично влиянию отказов автоматов регулирования продольного управления на управление продольным движением. Отказы автоматов на малых скоростях полета при взлете затрудняют пилотирование самолета на больших скоростях в крейсерском режиме и, наоборот, отказы автоматов на больших скоростях полета в крейсерском режиме затрудняют пилотирование самолета на малых скоростях при посадке.

Особенностью автоматов регулирования путевого управления является наличие канала управления ограничения хода педалей. Для выполнения этой функции при отказе автомата предусмотрено ручное аварийное управление механизмом МЭТ от специального тумблера.

36	май 2003г.

Глава 8

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

нении пилотом колонки штурвала от балансировочного положения на 1 мм.

УПРАВЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИМИ

Использование собственного рычага управления интерцепторами

нецелесообразно, так как появляется опасность непроизвольного оши-

СИЛАМИ

бочного управления. Поэтому в автомате, реализующем закон управле-

ния (8.1), обеспечивается совмещенное управление интерцепторами и

Известны недостатки традиционного «моментного» управления

рулем высоты от колонки штурвала.

движением самолета посредством рулей и элеронов - косвенное воздей-

Обычно автомат непосредственного управления подъемной силой

ствие на подъемную силу, запаздывание, невысокая точность управле-

объединяется с автоматом продольной устойчивости. Тогда его закон

ния и т. д. Поэтому возникает задача улучшения характеристик управ-

управления имеет вид

+ kδy ∆x

ляемости и точности управления с помощью органов непосредственно-

∆δАНУПС = k

δy ∆n

. (8.2)

го управления аэродинамическими силами и соответствующих автома-

xв

тических средств. Известны также негативные последствия упругости

Управление интерцепторами осуществляется с помощью электро-

самолета - отрицательное физиологическое влияние на экипаж и пасса-

дистанционной системы управления. Предварительный выпуск интер-

жиров, развитие усталостных повреждений конструкции самолета и т.д.

цепторов в нейтральное для последующего управления положение

Поэтому возникает задача подавления аэроупругих колебаний и сниже-

осуществляется вручную пилотом от автономного рычага управления

ния маневренных нагрузок на конструкцию самолета. Этим целям слу-

интерцепторами (РУИ).

жат автоматы непосредственного управления аэродинамическими си-

В состав автомата (рис. 8.1) входят датчик положения колонки

лами или автоматы активного управления.

штурвала ДП, датчик линейных вертикальных ускорений ДЛУ, вычис-

Среди таких автоматов различают автоматы непосредственного

лительный блок устойчивости и управляемости БВУУ и сервопривод

управления подъемной силой, силой лобового сопротивления, боковой

СПδ

. Электронная часть сервопривода образует электронный блок

силой, автоматы управления маневренной нагрузкой крыла, автоматы

подавления (демпфирования) аэроупругих колебаний фюзеляжа и кры-

автомата БА в канале интерцепторов.

Сервопривод СПδ

является

ла. Общей особенностью этих автоматов является «безмоментное»

управление движением самолета с помощью нетрадиционных органов

составной частью электродистанционной системы управления интер-

управления.

цепторами от рычага РУИ. Датчики ДП, ДЛУ и вычислитель БВУУ -

составная часть автомата продольного управления. Автомат непосред-

8.1.

АВТОМАТИЧЕСКОЕ

УПРАВЛЕНИЕ ПОДЪЕМНОЙ

ственного управления подъемной силой работает следующим образом.

СИЛОЙ И СИЛОЙ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ

Перед включением автомата пилот с помощью РУИ и электродистан-

ционной системы управления производит выпуск органов непосредст-

8.1.1. Автоматы непосредственного управления подъемной си-

венного управления подъемной силой ОНУПС - интерцепторов на

лой и силой лобового сопротивления

определенный угол ( δy

= 10°). После включения автомата его даль-

Устройство и работа. Традиционное «моментное» управление

нейшее управление пилотом осуществляется от колонки штурвала КШ.

продольным движением с помощью руля высоты имеет ряд недостат-

ков. Руль высоты воздействует на подъемную силу косвенно через

создаваемый им управляющий аэродинамический момент тангажа. При

отклонении руля высоты, например, вверх на нем возникает направлен-

ная вниз аэродинамическая сила. Эта сила, во-первых, уменьшает сум-

марную подъемную силу, а во-вторых, создает продольный аэродина-

мический момент с некоторым запаздыванием, обусловленным инерци-

онностью самолета, приводит к увеличению угла атаки. Увеличение

угла атаки сопровождается приращением подъемной силы, превышаю-

щим ее первоначальное уменьшение. Самолет переводится в режим

набора высоты.

Возникающее в момент отклонения руля высоты уменьшение сум-

марной подъемной силы вызывает уменьшение высоты - просадку са-

молета. Просадка зависит от продольного момента инерции, опреде-

ляемого массой самолета, и длины плеча горизонтального оперения.

При отклонении пилотом колонки штурвала датчик ДП вырабаты-

Время запаздывания реакции самолета, в течение которого наблюдается

просадка (или взмывание)

после отклонения руля высоты, примерно

вает электрический сигнал

∆xв

пропорциональный ∆x

. Этот сиг-

равно четверти периода продольного короткопериодического движения

нал преобразуется в вычислителе БВУУ в управляющий сигнал автома-

самолета tк .

та продольного управления uσ

, который вызывает отработку серво-

Влияние запаздывания реакции самолета на точность пилотирова-

ния особенно заметно у тяжелых пассажирских самолетов и затрудняет

привода руля высоты СПδв , и в управляющий сигнал автомата непо-

действия пилота при заходе на посадку и при посадке. Автоматы непо-

средственного управления подъемной силой uσ

который вызывает

средственного управления подъемной силой и силой лобового сопро-

тивления облегчают пилоту процесс пилотирования в ответственных

отработку сервопривода интерцепторов СПδy .

режимах полета.

Автомат

непосредственного

управления

подъемной

силой

В зависимости от направления отклонения ∆xв

интерцепторы бу-

(АНУПС) - средство автоматического управления, обеспечивающее

улучшение продольной управляемости самолета и точности управления

дут отклоняться вверх до максимального выпущенного положения ( δ

вертикальной траекторией полета путем отклонения органа непосред-

= 20°), создавая уменьшение подъемной силы на величину −Y

ственного управления подъемной силой (например, интерцепторов) при

либо

воздействии пилота на колонку штурвала.

aδy

вниз до убранного положения ( δy

Простейший автомат непосредственного управления подъемной

= 0), создавая увеличение подъем-

силой реализует следующий закон управления интерцепторами:

ной силы на величину −Yaδy .

∆δАНУПС

= k

δy ∆x

, (8.1)

xв

Отклонение интерцепторов изменяет избыточную нормальную пе-

∆δАНУПС

где

- автоматическое отклонение интерцепторов авто-

регрузку . Сигнал с датчика ДЛУ

скомпенсирует в вычислителе

∆ny

матом непосредственного управления подъемной силой из определен-

БВУУ сигнал u

∆xв

и управляющий сигнал u

σв

станет равным нулю.

δy

Тогда сервопривод СПδ

ного, являющегося

нейтральным,

выпущенного

положения;

kxв

вернет интерцепторы в нейтральное поло-

передаточный коэффициент по отклонению колонки штурвала, показы-

жение ( δy = 10°). При возвращении пилотом колонки штурвала в ба-

вающий, на какой угол должны отклониться интерцепторы при откло-

лансировочное положение все процессы повторятся в обратном поряд-

октябрь 2001г.

Глава 8. УПРАВЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИМИ СИЛАМИ

ке. Таким образом достигается согласованное управление рулем высо-

безопасности к предельно допустимым углам атаки и тем самым сни-

ты и интерцепторами.

зить посадочную скорость.

Автомат непосредственного управления силой лобового сопротив-

Благодаря наличию цифрового вычислителя АНУПС позволяет

ления - средство автоматического управления, обеспечивающее улуч-

сформировать достаточно сложные законы управления с использовани-

шение продольной управляемости и точности управления вертикальной

ем сигналов и разовых команд других систем (рис. 8.3). В канале

траекторией полета путем отклонения органа непосредственного

управления интерцепторами реализуется следующий закон управления:

управления силой лобового сопротивления (например, тормозных щит-

АНУПС

Tδy p

δy

ВСУП

ков, интерцепторов или спойлеров в тормозном режиме).

Пока функции автомата непосредственного управления силой ло-

∆δy

= kδy

(∆xв)

{

[kny ∆ny

−σв

] +

Tδy p +1

бового сопротивления выполняют некоторые автоматы бокового

xв

управления при послепосадочном пробеге по взлетно-посадочной поло-

δy

се. При получении разовых команд об обжатии шасси и установке ры-

+kxв

∆xв + kα (α,αдоп)[α −αдоп]} . (8.4)

чагов управления двигателями в положение «Реверс» производится

σвВСУП

автоматический выпуск на максимальный угол вверх интерцепторов и

Использование в законе управления (8.4) сигнала

от вы-

выдается разовая команда на выпуск тормозных щитков. Для управле-

числительной системы управления полетом ВСУП в режиме автомати-

ния траекторией полета гражданских ВС такие автоматы пока не при-

ческого управления позволяет участвовать АНУПС в управлении тра-

меняются.

екторией полета самолета. Тогда повышается качество процессов ста-

Влияние автоматов непосредственного управления подъемной

билизации и управления высотой и углом наклона траектории. Более

силой на управление продольным движением и особенности зако-

эффективно парируются возмущения при полете в турбулентной атмо-

нов управления. Просадка самолета

∆Нпр

время

запаздывания

сфере. Введение в закон управления (8.4) сигнала, пропорционального

tзап определяют несовершенство «моментного»

управления траекто-

разности

между

текущим

значением

угла атаки α

получаемым от

системы воздушных сигналов СВС, и допустимым значением угла

рией (рис. 8.2, а). При согласованном отклонении руля высоты и органа

атаки, хранящимся в памяти вычислителя, позволяет предотвратить

непосредственного управления подъемной силой с помощью АНУПС

выход самолета на недопустимые углы атаки. Перекрестная связь

удается ликвидировать отрицательное приращение избыточной пере-

АНУПС с АПУ в канале руля высоты осуществляется с помощью сле-

грузки, а следовательно, и просадку самолета (рис. 8.2,б).

дующего закона управления:

∆δАПУ = F

δy (∆x

)∆σАНУПС

АНУПС

δв

Tδв p

kδy ∆x

} . (8.5)

δв Tδy p +1 Tδв p +1

xв

Таким образом компенсируется «рулевой эффект». Коррекция пе-

редаточных коэффициентов законов управления (8.4) и (8.5) по откло-

нению колонки штурвала, текущему и допустимому углам атаки позво-

ляет улучшить качество переходных процессов. Структурная схема

АНУПС, реализующего законы управления (8.4) и (8.5), представлена

Недостатком совместного координированного управления рулем

на рис. 8.3. Так реализуется непосредственное управление подъемной

силон с помощью АСУУ-96.

высоты и органом непосредственного управления подъемной силой

является уменьшение эффективности продольного управления от ко-

лонки штурвала. От этого недостатка избавлены АНУПС с законом

управления

∆δ

АНУПС

Tδy p

δy

∆n

+ k

δy

∆x

] . (8.3)

Tδy p +1

xв

При резком отклонении колонки штурвала от балансировочного

положения, направленном на изменение перегрузки, реакция ОНУПС

∆δАНУПСy

(t)

определяется

переходной

функцией

изодромного

фильтра с постоянной времени Tδy

Использование АНУПС позволяет перейти от традиционной формы

t < 0;

продольного движения, когда возбуждаются все фазовые координаты

( ∆α, ∆ϑ, ∆Н) вследствие отклонения руля высоты, к новым фор-

h(t) =

e−t / Tδy ,

t ≥ 0.

мам движения. В качестве таких форм возможно изолированное движе-

ние по тангажу, изолированное вертикальное перемещение, поворот

Таким образом, в начальный момент времени t = 0 ОНУПС скачком

АНУПС

δy

фюзеляжа вокруг вектора скорости.

При изолированном движении по тангажу может быть осуществлен

отклоняется на

угол

∆δy

(0) = kxв

затем это отклонение

маневр с неизменным углом атаки. Перегрузка создается ОНУПС, при

экспоненциально устраняется. Это обеспечивает управление подъемной

этом руль высоты должен парировать демпфирующий момент, возни-

силой лишь в начальной фазе маневра и сохраняет эффективность про-

кающий при развороте вектора скорости.

дольного управления.

При изолированном вертикальном перемещении осуществляется

Известен неблагоприятный «рулевой эффект», вносимый АНУПС

поступательное перемещение фюзеляжа при неизменном угле тангажа.

при отклонении ОНУПС. Наиболее существенно он проявляется в том

Маневр производится вследствие перегрузки от непосредственно соз-

случае, когда точка приложения подъемной силы не совпадает с цен-

даваемой подъемной силы. Изменение угла атаки, связанное с искрив-

тром масс самолета. За счет поворота вектора скорости отклонение

лением траектории, препятствует маневру. Это противодействие пере-

ОНУПС ∆δАНУПС вызывает изменение первоначального угла атаки,

крывается

создаваемой подъемной силой до тех пор, пока ОНУПС

парирует силу, вызываемую изменением угла атаки, после чего искрив-

что приводит к запаздыванию в управлении перегрузкой. «Рулевой

ление траектории прекращается. При этом руль высоты должен стаби-

эффект» ОНУПС может быть скомпенсирован, если в закон управления

лизировать тангаж.

автомата продольной управляемости ввести составляющую, пропор-

Поворот фюзеляжа вокруг вектора скорости реализуется в резуль-

циональную отклонению ОНУПС

∆δАНУПС

Это особенно полезно

тате изменения угла атаки,

вызываемого отклонением руля высоты.

ОНУПС при этом стабилизирует перегрузку.

при выполнении посадки, когда постоянство угла атаки, обеспечивае-

Использование АНУПС позволяет решить еще ряд задач: снизить

мое АПУ и АНУПС,

позволяет приблизиться без снижения уровня

маневренную нагрузку крыла, повысить комфорт пассажиров и экипа-

жа и т. д. Для снижения маневренной нагрузки крыла АНУПС обеспе-

40	октябрь 2001г.

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

чивает смещение центра давления к фюзеляжу, симметрично отклоняя элероны и закрылки. Прямое управление подъемной силой для разгрузки крыла не должно ухудшать характеристики продольной управляемости. Для этого организуется согласованное отклонение руля высоты и органов механизации, вызывающих перераспределение нагрузки по размаху крыла. Например, при отклонении колонки штурвала в сторону положительного приращения перегрузки внешняя секция элеронов с помощью АНУПС отклоняется передней кромкой вверх, создавая отрицательную подъемную силу на конце крыла, а закрылки или внутренние секции элеронов отклоняются вниз, создавая дополнительную подъемную силу в корневой части крыла. Органы механизации не мешают рулю высоты изменять угол атаки на увеличение подъемной силы, если создаваемые ими силы составляют пару. При этом суммарная подъемная сила зависит лишь от угла атаки.

Использование АНУПС для повышения комфорта пассажиров и экипажа обусловлено возможностью снижения уровня действующих на них вертикальных перегрузок. Работоспособность пилота зависит как от величины случайной перегрузки и времени ее действия, так и от ее частоты. Так, ветровые воздействия, вызывающие в течение нескольких минут нормальную перегрузку со средним квадратическим отклонением примерно 0,5 снижают качество управления. При случайных перегрузках свыше 0,2 пилоту трудно считывать показания приборов. Колебания перегрузки с частотой около 1 Гц могут быть причиной функциональных расстройств организма пилота, приводящих к дезориентации.

Компенсация изменений подъемной силы от порывов ветра посредством АНУПС по сигналам приращения перегрузки позволяет существенно повысить комфорт экипажа и пассажиров.

8.1.2. Моделирование непосредственного управления подъёмной силой

Рассмотрим модель продольного короткопериодического движения самолета при наличии управляющих воздействий пилота на колонку штурвала и включенных автомате непосредственного управления подъемной силой и автомате продольной управляемости. Модель содержит уравнение состояния, уравнения входа и выхода, законы управления ручного контура, автомата продольной управляемости и автомата непосредственного управления подъемной силой:

xпк (t) = Aпкxпк(t) + Bпку uпку (t) , (8.6)

yпк (t) = xпк(t) , (8.7)

uпку (t) = ∆δр(t) +∆δа (t) , (8.8) [∆δр(t)]T =[∆δвр(t) 0] . (8.9)

[∆δа (t)]T =[∆δвАПУ(t) ∆δвАНУПС(t)] , (8.10)

∆δвр(t) = Dпкр ∆xв(t) , (8.11)

∆δвАПУ(t) = DпкАПУ∆xв(t) , (8.12) ∆δвАНУПС(t) = DпкАНУПСxв(t) , (8.13)

∆ω (t)

aω ,ω

aω ,α

, Aпк

= aα,ωz

aα,α

0 ,

xпк(t) =

∆α(t)

∆ϑ(t)

aϑ,ω

aω ,δ

Впку

aα,δy

Dр

= k

ш.в

, DАПУ = k

xв

, DАНУПС

= k

δy .

пк

xв

Подставим уравнения выхода (8.7), входа (8.8) и законы управления (8.9) - (8.13) в уравнение состояния (8.6) и возьмем преобразование Лапласа при нулевых начальных условиях:

(Ip − A	пк	)Y			(p) = Bу		D	пк	∆Χ	в	(p) ,
	пк		пк			пк		пк		в
		kш.в + kx
где Dпк	=		δ			в .
		k		y
			xв

Получим вектор передаточных функции по параметрам продольного короткопериодического движения самолета на отклонение пилотом колонки штурвала

WАНУПС(p) =	Yпк(p)	= (Ip − A	пк	)−1 Bу	D	пк	=

пк	∆Χв(p)			пк

= ФпкАНУПС(p)Bпку Dпк .

Переходная матрица состояния продольного короткопериодического движения самолета при включенном автомате непосредственного управления подъемной силой

ФпкАНУПС(p) = (Ip − Aпк )−1 = ФпкАПУ(p) = Фпк (p) .

Тогда с учетом обозначений выражения (3.89):

W∆xв (p) =	p	{(p −a		)[a	(k		+ k	) +а	kδy ] +
	∆пк(p)
∆ωz			α,α		ωz ,δв	ш.в		xв	ωz ,δy xв

kδАНУПСy

(Ta p +1)

+aω

= =

,αaα,δ

kxy

}

, (8.14)

2p2

+ 2T

p +

W∆x

в (p) =

α,ωz

ωz

,δв

ш.в

+ k

xв

) +

∆α

∆пк(p)

(8.15)

δАНУПСy

(Ta

+1)

+аω

,δ

kxy ] +(p −aω

,ω

α,δ

kxy }

yα

T2p2

W∆xв (p) =

{(p −a

α,α

)[a

ωz ,δв

ш.в

∆ϑ

∆пк (p)

АНУПС

kδy

(Ta p +1)

+kx

+аω ,δ

] + aω ,αaα,δ

} =

)

kxy

p[T

2p2 +

+1]

(8.16)

Анализ передаточных функций (8.14)-(8.16) и их сравнение с передаточными функциями самолета, управляемого АПУ (7.25)-(7.27), показывает, что АНУПС не влияет на их структуру, но изменяет характеристики образующих звеньев. Выбором передаточного коэффициента

δy
kxв	удается обеспечить требуемые значения коэффициентов усиления
АНУПС			АНУПС
kωδy		и	kαδy	, а также постоянных времени форсирующих
z
звеньев		Ta	и Ta .	Это позволяет снизить негативные последствия
		y	yα

«моментного» управления продольным движением с помощью руля высоты (рис. 8.4).

Передаточная функция (8.15) отражает, кроме того, «рулевой эффект» отклонения ОНУПС. При повороте вектора скорости отклонение

δy вызывает изменение первоначального угла атаки. «Рулевой эф-

фект» отклонения ∆δвАНУПС создает запаздывание в управлении пере-

грузкой и при необходимости может быть скомпенсирован отклонением руля высоты. Условие компенсации вытекает из приведенной на рис. 8.4 структурной схемы:

∆α = ∆α' +∆α'' =

−

kαδв

∆δв +

kαδy (Ty p +1)

∆δy = 0 , (8.17)

T2p2

+ 2T

p +1

T2p2

+ 2T ξ

p +1

kδy

∆δв = α (Ty p +1)∆δy . (8.18) kδαв

Если ввести составляющую (8.18) в закон управления АПУ, то рулевой эффект отклонения ОНУПС будет скомпенсирован.

41	октябрь 2001г.

Глава 8. УПРАВЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИМИ СИЛАМИ

Рассмотрим модель продольного длиннопериодического вынуж-

8.2. АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ БОКОВОЙ СИЛОЙ

денного движения самолета при наличии управляющих воздействий

пилота через автомат непосредственного управления подъемной силой

8.2.1. Автоматы непосредственного управления боковой силой

с законом управления (8.1). Тогда уравнение состояния (3.94) можно

Устройство и работа. Традиционное «моментное» управление бо-

записать в виде

пд

(t) = A

пд

(t) + Bу

∆δАНУПС

(t) , (8.19)

ковым движением с помощью руля направления имеет ряд недостатков.

пд

Руль направления воздействует на боковую силу лишь косвенно через

где [xпд(t)]T =[∆V(t)

∆θ(t)] ; [Bпду

= [0

aθ,δy ] .

создаваемый им управляющий аэродинамический момент рыскания

Уравнение выхода (3.97) подставим в уравнение (8.19), возьмем

Myδн . В условиях действия бокового ветра такое управление обладает

большой инерционностью. Кроме того, отклонение руля направления

преобразование Лапласа и получим вектор передаточных функций

самолета по параметрам длиннопериодического движения на управ-

приводит не только к движению рыскания, но и к движению крена за

ляющее воздействие пилота при включенном АНУПС

счет возникновения спирального момента крена. Поэтому парирование

бокового ветра отклонением руля направления приводит к возникнове-

WАНУПС(p) = Yпд(p)

)−1 Bу

DАНУПС ,

(Ip − A

нию крена, который необходимо компенсировать отклонением элеро-

пд

∆Χв(p)

пк

пд

нов. Таким образом, «моментное» управление боковым движением не

или

позволяет обеспечить высокое качество управления.

Влияние запаздывания реакции самолета на отклонение руля на-

δay

δy

правления и элеронов особенно проявляется у тяжелых самолетов и

W∆xв

(p) =

kV kxв

, (8.20)

затрудняет действия экипажа при заходе на посадку и при посадке.

T2 p2

+ 2T

p +1

Автоматы непосредственного управления боковой силой облегчают

∆V

экипажу процесс пилотирования.

+1)

Автомат непосредственного управления боковой силой (АНУБС) -

kδy kδy (T'

средство автоматического управления, обеспечивающее улучшение

W∆xв

(p) =

xв

. (8.21)

боковой управляемости самолета и точности управления горизонталь-

T2 p2

+ 2T ξ

p +1

∆θ

ной траекторией полета путем отклонения органа непосредственного

управления боковой силой (например, подфюзеляжного носового киля

Сравнивая передаточные функции (8.20) и (8.21) с передаточными

функциями самолета в длиннопериодическом движении на управляю-

совместно с рулем направления) при воздействии пилота на педали.

щие воздействия пилота через руль высоты, приходим к выводу, что

Простейший автомат непосредственного управления боковой силой

управление длиннопериодическим движением посредством АНУПС

реализует следующий закон управления:

обладает существенно меньшей инерционностью, чем управление по-

∆δАНУБС

= k

δz ∆x

, (8.22)

средством руля высоты.

xн

Аналогичным образом проводится исследование продольного

где ∆δАНУБС

- автоматическое отклонение ОНУБС от нейтраль-

длиннопериодического вынужденного движения самолета при наличии

управляющих воздействий пилота через автомат непосредственного

ного положения; kδz -

передаточный коэффициент по отклонению

управления силой лобового сопротивления. Инерционность управления

xн

длиннопериодическим движением с помощью такого автомата сущест-

педалей на ОНУБС.

венно меньше инерционности традиционного управления через руль

Совместное управление рулем направления и подфюзеляжным но-

высоты.

совым килем от педалей имеет преимущество перед раздельным управ-

Маневры самолета в продольной плоскости осуществляются пило-

лением, так как не требует от пилота управляющих воздействий на

том энергичным отклонением колонки штурвала. При включенных

дополнительный управляющий орган и исключает возможность непро-

автоматах непосредственного управления подъемной силой и продоль-

извольного ошибочного управления. Целесообразно комплексирование

ной управляемости это воздействие преобразуется в одновременное

АНУБС и АБУ, тогда его закон управления имеет следующий вид:

согласованное отклонение руля высоты и ОНУПС. На этапе короткопе-

АНУБС

δz

риодического движения происходит формирование новых значений

∆δz

= knz nz

+ kxн ∆xн . (8.23)

угловой скорости тангажа, угла атаки и нормальной перегрузки:

В состав цифроаналогового АНУБС входят датчик положения пе-

(∆ω )

= lim[∆x

∆xв (p)] = kδay ∆x

далей ДП, датчик линейных горизонтальных ускорений ДЛУ, вычисли-

уст

→0

∆ωz

ωz

тельный блок устойчивости и управляемости БВУУ, сервоприводы

(∆α)

уст

= lim[∆x

W∆xв (p)] = kδay

∆x

руля направления СПδн и ОНУБС СПδz (рис. 8.5). Электронная

p→0

∆α

часть сервоприводов образует электронный блок автомата БА в каналах

руля направления и ОНУБС. Руль направления управляется также с

∆α

∆xв

δay

помощью электродистанционной системы управления ЭДСУδн .

(∆nya

)уст

= lim[∆xвW∆ny W∆α

(p)]

Fyк kα

∆xв .

p→0

kxв

δy

Выбором передаточных коэффициентов

kxв

функциями

которых являются коэффициенты усиления по угловой скорости тангажа и углу атаки, можно обеспечить требуемую эффективность продольного управления.

Переходные процессы описываются переходными функциями:

∆x

δАНУПСy

(Ta p +1)

∆ω (p) =

p +1)

p (T2p2 + 2T

∆n

(p) =

∆xв

kαδАНУПСy

(Tyaαp +1)

p g

yк (T2p2

p +1)

δy

Выбором передаточных коэффициентов

kxв и kxв

, функциями

которых являются постоянные времени Ta

и Ta , можно обеспечить

yα

требуемый вид переходных процессов при отклонении пилотом колонки штурвала.

Автомат работает следующим образом. При отклонении пилотом педалей датчик ДП вырабатывает электрический сигнал u∆xн , про-

порциональный ∆xн . Этот сигнал в вычислителе БВУУ формирует управляющий сигнал uσн , на сервопривод руля направления СПδн и

управляющий сигнал uσz на сервопривод ОНУБС СПδz . В зависимо-

сти от направления отклонения ∆xн руль направления и ОНУБС будут синхронно отклоняться в одну или другую сторону, создавая

42	октябрь 2001г.

, (8.25)

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

управляющую аэродинамическую боковую силу Zaδz . Эта сила вызо-

вет изменение поперечной перегрузки nz .

Сигнал с датчика ДЛУ unz скомпенсирует в вычислителе БВУУ сигнал u∆xн , и управляющие сигналы uσн и uσz станут равными

нулю. Таким образом достигается согласованное управление рулем направления и ОНУБС.

АНУБС на гражданских ВС пока не получили такого распространения как АНУПС. Исследуются различные варианты построения этих автоматов в зависимости от способа создания боковой силы. Кроме рассмотренного способа создания боковой силы совместным управлением рулем направления и подфюзеляжным носовым килем существует ряд других способов. Так, возможна установка ОНУБС под фюзеляжем вблизи центра масс самолета, использование вертикальных рулевых поверхностей на несущем крыле, дифференциальное управление тягой расположенных симметрично относительно фюзеляжа двигателей.

Влияние автоматов непосредственного управления боковой силой на управление боковым движением. АНУБС, создавая управ-

ляющую аэродинамическую боковую силу Zaδz , позволяет снизить

инерционность управления боковым движением самолета, так как не вызывает вращения самолета относительно осей OY и ОХ. Компенсация бокового ветра при заходе на посадку путем отклонения ОНУБС позволяет выполнить посадку без углов сноса и крена, с меньшей интенсивностью отклонения рычагов управления. При этом уменьшаются посадочные дистанции, разброс точек приземления, появляется возможность выбора более крутых посадочных траекторий. Снижается вероятность ухода на второй круг, и сокращаются интервалы между посадками самолета.

Управляющая аэродинамическая боковая сила может создаваться АНУБС путем дифференциального управления тягой двигателей, обеспечивающего поворот вектора тяги в горизонтальной плоскости на углы до 20°. При этом несколько уменьшается тяга в продольном направлении. Тогда автомат воздействует на рычаги управления двигателями, увеличивая тягу одного крайнего двигателя и уменьшая тягу противоположного крайнего двигателя. Функции такого автомата может выполнять автомат тяги, который будет рассмотрен в гл. 11.

8.2.2. Моделирование непосредственного управления боковой силой

Рассмотрим модель быстрого движения самолета по угловой скорости рыскания и углу скольжения (4.23) при наличии управляющих воздействий пилота на педали и включенном АНУБС. Модель содержит уравнение состояния, уравнения выхода и входа и закон управления АНУБС:

xбб(t) = Aббxбб(t) + Bббу ∆δАНУБСz (t) , (8.24)

yбб(t) = xбб(t)

∆δzАНУБС(t) = DббАНУБС∆xн , (8.26)
	∆ωy (t)			aωy ,ωy		aωy ,β
где xбб(t) =		∆β	, Aбб = a		β,ωy	a		,
		(t)			β,ωy		β,β
у 0		АНУБС	δz
Bбб =	, Dбб		= kxн .
аβ,δz

Преобразование модели (8.24) - (8.26) приводит к получению передаточных функций:

(Ip − Aбб)Yбб(p) = Bббу DббАНУБС∆Χн(p) ,

WАНУБС(p) =	Yбб(p)	=

бб	∆Xн(p)

(Ip − Aбб)−1Bббу DббАНУБС = ФббАНУБС(p)Bббу DббАНУБС ,

где ФббАНУБС(p) = (Ip − Aбб)−1 = ФббАБУ(p) = Фбб(p) .

Передаточные функции имеют вид:

		δz	δz
W∆xн (p) =		kωy kxн					, (8.27)
	T2p2	+ 2T		ξ
∆ωy					β	p +1
	β	β

	kδz kδz		(T	p +1)
W∆xн (p) =	β	xн	ωy				. (8.28)
	(T2p2	+	2T ξ
∆β					β	p +1)
	β		β

Сравнивая передаточные функции (8.27) и (8.28) с передаточными функциями самолета, управляемого АБУ, (7.54) и (7.55), приходим к выводу, что они отличаются как структурой, так и характеристиками

образующих их звеньев. Выбором передаточного коэффициента kδz xн

обеспечиваются требуемые коэффициенты усиления самолета в быстром боковом движении по угловой скорости рыскания и углу скольжения и снижаются негативные последствия «моментного» управления боковым движением с помощью руля направления.

8.3. АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ МАНЕВРЕННОЙ НАГРУЗКОЙ КРЫЛА И ДЕМПФИРОВАНИЕ АЭРОУПРУГИХ КОЛЕБАНИЙ САМОЛЕТА

Принцип действия автоматов управления маневренной на-

грузкой крыла. Решающее значение при нагрузке крыла имеет изгибающий момент, возникающий при вертикальном маневре самолета. Уменьшение изгибающего момента и снижение нагрузки на крыло с помощью автоматики производится путем смещения центра давления к фюзеляжу (рис. 8.6). При обычном управлении самолетом центры давления (ЦД) каждого крыла находятся на значительном расстоянии от фюзеляжа. Поэтому при вертикальном маневре кривая нагрузки на крыло имеет выпуклый эллиптический вид.

Требуемое изменение формы кривой аэродинамической нагрузки крыла осуществляется с помощью его органов механизации. Для этой цели могут быть использованы две пары симметрично отклоняемых внутренних и внешних элеронов. Вместо внутренних элеронов могут также использоваться внутренние секции закрылков. Тогда при вертикальном маневре внешние элероны отклоняются симметрично вверх и уменьшают подъемную силу, а, следовательно, и нагрузку на близкой к концевой части крыла. Внутренние элероны и закрылки отклоняются симметрично вниз и увеличивают подъемную силу, а значит, и нагрузку на близкой к корневой части крыла.

Центры давления каждого крыла смещаются к фюзеляжу и форма кривой аэродинамической нагрузки крыла принимает вогнутовыпуклый вид. Это позволяет снизить требования к прочности конструкции крыла, определяемые нормальными перегрузками при маневре. Для решения этой задачи предназначены автоматы управления маневренной нагрузкой крыла.

Автомат управления маневренной нагрузкой крыла (АУН) - средст-

во автоматического управления, обеспечивающее перераспределение нагрузок на крыло при маневре самолета путем симметричного отклонения органов управления маневренной нагрузкой (например, внутренних и внешних элеронов) при возникновении избыточной нормальной перегрузки.

Простейший автомат управления маневренной нагрузкой крыла реализует следующие законы управления внутренними и внешними элеронами:

∆δАУН	= kδэ.внт ∆n	y	, (8.29)
э.внт	ny	y
∆δАУН	= −kδэ.внш ∆n			y	, (8.30)
э.внш	ny			y
где ∆δэАУН.внт , ∆δэАУН.внш				- автоматическое отклонение соответствен-

но внутренних и внешних элеронов автоматом управления маневренной

δэ.внт	δэ.внш
нагрузкой крыла из нейтрального положения; kny	, kny	- переда-

точные коэффициенты по избыточной нормальной перегрузке соответственно в канале внутренних и внешних элеронов.

Так как непосредственное управление подъемной силой для разгрузки крыла не должно ухудшать характеристик продольной управляемости самолета, сохранение обычного процесса нарастания нормальной перегрузки в ответ на отклонение колонки штурвала является

43	октябрь 2001г.

Глава 8. УПРАВЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИМИ СИЛАМИ

обязательным. Поэтому автомат управления маневренной нагрузкой крыла обычно комплексируется с автоматом продольного управления. Этим достигается согласованное действие руля высоты и органов механизации, обеспечивающих перераспределение нагрузки по размаху крыла. При этом освобождаются внутренние элероны для решения задач бокового управления. Закон управления внешними секциями элеронов принимает вид

∆δАУН	= −kδэ.внш ∆x	в	− kδэ.внш ∆n	y	, (8.31)
э.внш	xв	в	ny	y

где kδэ.внш - передаточный коэффициент по отклонению колонки xв

штурвала в канале внешних элеронов.

Автомат управления маневренной нагрузкой крыла (рис. 8.7) содержит датчик положения колонки штурвала ДП, датчик избыточной нормальной перегрузки ДЛУ, вычислительный блок устойчивости и управляемости БВУУ, сервопривод рулей высоты из состава автомата

продольного управления СПδв и сервопривод внешних секций элеро-

нов СПδАУНэ.внш .

При отклонении колонки штурвала в сторону положительного при-

ний в создании вредных нормальных перегрузок растет с увеличением массы самолета, так как неизбежно уменьшается жесткость конструкции. Силовые эффекты, сопутствующие полету в турбулентной атмосфере, оказывают отрицательное физиологическое влияние на экипаж, пассажиров, являются причиной усталостных повреждений и даже разрушений конструкции. Поэтому перед автоматикой ставится задача снизить вредное воздействие аэроупругих колебаний фюзеляжа (рис. 8.9).

Автомат подавления (демпфирования) аэроупругих колебаний фю-

зеляжа (А ПАК) - средство автоматического управления, обеспечивающее уменьшение амплитуды аэроупругих колебаний конструкции самолета путем симметричного отклонения органов управления аэроупругими колебаниями (например, внешних элеронов или органов непосредственного управления подъемной силой) при возникновении разности между избыточной нормальной перегрузкой, обусловленной движением самолета как твердого тела, и избыточной перегрузкой упругого самолета.

Простейший автомат подавления аэроупругих колебаний фюзеляжа реализует следующий закон управления внешними элеронами:

∆δАПАК = −kδэ.внш (∆n		y	− ∆nупр) , (8.30)
э.внш	ny		y

где ∆δАПАКэ.внш - отклонение внешних элеронов автоматом подавле-

ращения перегрузки датчиком ДП формируется сигнал u			, пропор-	ния аэроупругих колебании фюзеляжа из нейтрального положения;
			∆xв	∆ny -	избыточная нормальная перегрузка в центре масс самолета;
циональный смещению колонки штурвала относительно балансировоч-
				∆nyупр
ного положения, соответствующего перегрузке		ny =1 . Вычислитель			- избыточная нормальная перегрузка упругого самолета в точке
БВУУ формирует управляющий сигнал uδ	э.внш	на сервопривод внеш-		приложения управляющей силы органа управления аэроупругими ко-
				лебаниями; kδэ.внш		- передаточный коэффициент по разности избы-
них элеронов, который отклоняет их задней кромкой вверх, создавая
отрицательную подъемную силу на конце крыла. Одновременно авто-					ny
				точных нормальных перегрузок в канале внешних элеронов.
матом продольного управления отклоняется руль высоты, вызывающий
изменение угла атаки на увеличение общей подъемной силы. Отклоне-				Функциональные		схемы цифроаналогового автомата подавления
				аэроупругих колебаний аналогичны функциональным схемам АНУПС
ние внешних элеронов создает пару сил и не мешает каналу руля высо-
ты. При этом суммарная подъемная сила зависит лишь от угла атаки.				и АНУБС.

Уменьшение подъемной силы вследствие симметричного отклонения элеронов компенсируется соответствующим увеличением отклонения руля высоты и угла атаки.

Отрицательная обратная связь по перегрузке обеспечивает формирование управляющего сигнала uσ пропорционально сигналу uny с

датчика ДЛУ. Чем больше положительное приращение перегрузки, тем больше отклонение задней кромки внешних элеронов вверх. При этом положительная обратная связь в канале руля высоты позволяет восполнить потерю в подъемной силе путем увеличения угла атаки.

По сигналу ∆xв устанавливается изодромный фильтр, с помощью которого от колонки к элеронам регулируется начальная фаза маневра:

∆δАУН	= −kδэ.внш	Tиp	∆x	в	− kδэ.внш ∆n	y	. (8.32)

э.внш	xв	Tиp +1			ny

Тогда при продолжительном отклонении колонки штурвала автомат реагирует лишь на изменение перегрузки. Управление маневренной нагрузкой крыла лишь при наличии избыточных нормальных перегрузок позволяет сохранить требуемое эллиптическое распределение подъемной силы по размаху крыла на крейсерском режиме полета, когда

ny =1 .

Принцип действия автоматов подавления аэроупругих колеба-

ний фюзеляжа. Самолету как упругому телу свойственны собственные формы и частоты упругих колебаний. Наиболее существенны изгибные колебания фюзеляжа в вертикальной плоскости (рис. 8.8). Сочетание формы и частоты собственных колебаний фюзеляжа называют тонами фюзеляжа. Аэроупругие колебания фюзеляжа вызываются как собственным движением самолета, так и внешними возмущениями. Наиболее существенно влияние ветровых воздействий. Доля упругих колеба-

44	октябрь 2001г.

Глава 9. СТАБИЛИЗАЦИЯ И УПРАВЛЕНИЕ УГЛОВЫМ ПОЛОЖЕНИЕМ

РАЗДЕЛ III	приращения текущего и заданного значений угла	тангажа; kϑ -
АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПО-	передаточный коэффициент по углу тангажа, определяющий, на какой
ЛЕТОМ	угол должен отклониться руль высоты при возникновении
ЛЕТОМ	рассогласования между значениями приращений текущего и заданного
Глава 9	углов тангажа в 1°.
Глава 9	Другими словами, автоматическое отклонение рулей высоты от
	балансировочного положения автопилотом угла тангажа пропорцио-
СТАБИЛИЗАЦИЯ И УПРАВЛЕНИЕ УГЛОВЫМ	нально угловой скорости тангажа и разности приращений текущего и
ПОЛОЖЕНИЕМ	заданного углов тангажа.
ПОЛОЖЕНИЕМ	Автопилоты угла тангажа устанавливаются на самолеты как с пря-
Задача автоматического управления угловым положением самоле-	мой обратимой системой управления рулем высоты, так и с бустерной
	или электродистанционной системой. В зависимости от вида системы
та является одной из основных задач, возникающих при пилотировании.	управления автопилоты обеспечивают либо параллельную схему вклю-
Исторически эта задача ставилась и решалась даже раньше, чем задача	чения исполнительного устройства сервопривода в механическую про-
автоматического демпфирования и улучшения устойчивости и управ-	водку управления рулем высоты (прямые обратимые системы управле-
ляемости самолета. Поэтому автоматические средства управления угло-	ния), либо последовательную схему (бустерные и электродистанцион-
вым положением самолета - автопилоты стали прообразами современ-	ные системы управления).
ных систем автоматического управления полетом. Автоматическое	Как в том, так и в другом случае исключается возможность совме-
управление угловым положением осуществляется путем отклонения	стного управления рулем высоты автопилотом и пилотом от колонки
рулей при появлении рассогласований между текущими и требуемыми	штурвала. При воздействии пилота на колонку штурвала автопилот вы-
значениями угловых параметров положения самолета.	ключается и освобождает механическую проводку управления рулем
Благоприятное влияние автоматики на процесс управления само-	высоты.
летом проявляется в улучшении качества переходных процессов воз-	В зависимости от принципа действия сервопривода различают
вращения самолета к исходному режиму по угловым параметрам после	электромеханические и электрогидравлические автопилоты угла танга-
непроизвольного отклонения под действием внешних возмущений. Так	жа. Рассмотрим функциональную схему аналогового электромеханиче-
осуществляется автоматическая стабилизация углового положения са-	ского автопилота угла тангажа с жесткой и скоростной обратными свя-
молета. Кроме того, автоматика помогает пилоту улучшить качество	зями в сервоприводе (рис. 9.1). В состав автопилота входят датчик уг-
переходных процессов вывода самолета на новый режим полета по уг-	ловой скорости тангажа ДУС, датчик угла тангажа - гировертикаль ГВ,
ловым параметрам после целенаправленного воздействия пилота на со-	задатчик угла тангажа - рукоятка управления РУ, механизм согласова-
ответствующие органы управления. Так осуществляется автоматиче-	ния МС и сервопривод руля высоты. Механизм согласования вместе с
ское управление угловым положением самолета.	сумматором сервопривода образуют канал руля высоты вычислителя
При автоматическом управлении угловым положением самолета	автопилота ВАП ϑ .
приходится решать три взаимосвязанные задачи управления углами
тангажа, крена и курса. Соответственно различают три основных вида
средств автоматического управления угловым положением самолета:
автопилоты угла тангажа, автопилоты угла крена и автопилоты курса. В
последнее время задача автоматического управления углом тангажа
часто решается совместно с задачей автоматического управления нор-
мальной перегрузкой. Поэтому автопилоты нормальной перегрузки це-
лесообразно также отнести к средствам автоматического управления
угловым положением самолета.
В современных системах автоматического управления автопилоты
присутствуют либо в виде самостоятельных подсистем, либо в виде со-
ответствующих режимов системы. Поэтому в дальнейшем под автопи-
лотом будем понимать либо автономное средство, реализующее авто-
матическое управление угловым положением самолета, либо систему
автоматического управления, работающую в режиме управления угло-	Автопилот угла тангажа работает в трех режимах: согласования,
вым положением.	стабилизации и управления углом тангажа. В режиме согласования ру-
9.1. АВТОМАТИЧЕСКАЯ СТАБИЛИЗАЦИЯ И УПРАВЛЕ-	левая машина высоты не включена, а положение ее выходного вала со-
9.1. АВТОМАТИЧЕСКАЯ СТАБИЛИЗАЦИЯ И УПРАВЛЕ-	гласовано с положением руля высоты. На вход механизма согласования
НИЕ УГЛОМ ТАНГАЖА	с гировертикали поступает сигнал uϑ , пропорциональный текущему
9.1.1. Автопилоты угла тангажа	значению угла тангажа ϑ ≠ 0 . Контакт 1 замкнут и с выхода суммато-
Устройство и работа. Необходимость управления углом тангажа	ра сервопривода на вход механизма согласования поступает сигнал,
Устройство и работа. Необходимость управления углом тангажа	пропорциональный алгебраической сумме сигналов uϑ и uжос (для
обусловлена статичностью самолета как объекта управления по этой	простоты будем считать самолет сбалансированным и руль высоты не-
координате в продольном короткопериодическом движении под дейст-
вием внешнего момента тангажа или вертикального ветра. При решении	подвижным, тогда δв.бал ≠ 0, uжос ≠ 0, uсос = 0,	uωz = 0 ). В
этой задачи пилот, наблюдая за изменением угла тангажа по указателю	механизме согласования происходит обнуление этих сигналов таким
авиагоризонта, воздействует на колонку штурвала и отклоняет руль вы-	образом, что выходной сигнал с сумматора сервопривода становится
соты таким образом, чтобы самолет удерживал требуемое значение угла	равным нулю. Таким образом, происходит синхронизация канала тан-
тангажа или изменял его соответствующим образом. Для освобождения	гажа до включения его в режим стабилизации и запоминание текущего
пилота от необходимости ручной стабилизации и управления продоль-	значения угла тангажа. Автопилот готовится к безударному включению
ным короткопериодическим движением самолета служат автопилоты	для управления рулем высоты.
угла тангажа.	В режиме стабилизации угла тангажа рулевая машина подключа-
Автопилот угла тангажа (АП ϑ ) - средство автоматического	В режиме стабилизации угла тангажа рулевая машина подключа-
Автопилот угла тангажа (АП ϑ ) - средство автоматического	ется для управления рулем высоты. Сигнал u∆ϑ	пропорционален
управления, обеспечивающее стабилизацию и управление продольным	разности значений угла тангажа и балансировочного положения руля
короткопериодическим движением самолета на всех этапах полета пу-
тем отклонения руля высоты при возникновении рассогласования меж-	высоты на момент включения режима стабилизации. Сигнал с выхода
ду значениями текущего и заданного углов тангажа.	сумматора сервопривода отключается от механизма согласования (кон-
ду значениями текущего и заданного углов тангажа.	такт 1 размыкается). Любое отклонение самолета по углу тангажа
Простейший автопилот угла тангажа реализует следующий закон
управления рулем высоты:	∆ϑ = (ϑ − ϑ0 ) под действием внешних возмущений от того угла
δвАПϑ =kωz ωz + kϑ (∆ϑ − ∆ϑзад), (9.1)	тангажа ϑ0 , который имел самолет в момент включения режима ста-
где δАПϑ - автоматическое отклонение руля высоты от баланси-	билизации, воспринимается автопилотом как рассогласование, которое
в	необходимо парировать. Закон управления в этом режиме принимает
ровочного положения автопилотом угла тангажа, - соответственно	вид
46	май 2003г.

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

δвАПϑ =kωz ωz + kϑ∆ϑ . (9.2)

Сигнал с гировертикали ГВ uϑ поступает на вход механизма со-

гласования МС,

который формирует сигнал u∆ϑ , пропорциональный

разности

(ϑ − ϑ0 ) . Сервопривод преобразует этот сигнал в переме-

щение вала рулевой машины δвАПϑ . Как только сигнал обратной связи

uжос

уравновесит сигнал с гировертикали uϑ , отработка руля высоты

рулевой машиной прекратится и руль остановится в некотором положе-

нии, пропорциональном возникшему рассогласованию (ϑ − ϑ0 ) .

Работа электрогидравлического автопилота угла тангажа в режи-

Отклонение руля высоты вызовет появление управляющего аэро-

мах стабилизации и управления аналогична работе электромеханиче-

динамического момента Мzδв

, противоположного по знаку возмуще-

ского автопилота.

движением

нию,

вызвавшему рассогласование (ϑ − ϑ0 ) . Поэтому рассогласова-

Управление продольным короткопериодическим

самолета с помощью автопилота угла тангажа. Рассмотрим процесс

ние будет уменьшаться, а вместе с этим будет уменьшаться и сигнал с

устранения начального отклонения угла тангажа ∆ϑ с помощью авто-

выхода МС u∆ϑ . Когда текущее значение угла тангажа ϑ сравняется

АПϑ

соз-

с требуемым значением

ϑ0 , сервопривод под действием сигнала об-

пилота (рис. 9.3). Отклонение автопилотом руля высоты и δв

дает управляющий момент тангажа Mzδв . Отклонение угла тангажа от

ратной связи uжос

возвратит руль высоты обратно в балансировочное

заданного значения сопровождается изменением угла атаки ∆α , рав-

положение. Таким образом, самолет вернется к тому значению угла

ным в начальный момент времени приращению угла тангажа ∆ϑ . Из-

тангажа, который он имел в момент включения режима стабилизации.

менение угла атаки создает статический момент устойчивости по углу

Сигнал с ДУС

uω

, обеспечивает демпфирование продольных

атаки Мzα , совпадающий по знаку с управляющим моментом тангажа

короткопериодических колебаний, как это было подробно описано при

Mzδв

и стремящийся повернуть продольную ось самолета к прежнему

рассмотрении демпфера тангажа. Сигнал с тахогенератора ТГ рулевой

машины

ucoc

обеспечивает

лучшие динамические характеристики

положению. Если собственное демпфирование самолета достаточно, то

сервопривода.

за счет динамического демпфирующего момента Mzωz , при подходе

Пилот, воздействуя на рукоятку управления «Спуск-подъем», зада-

самолета к заданному положению момент тангажа Mz , равный сумме

ет управляющий сигнал

u∆ϑ

, который суммируется с сигналом

зад

моментов Мzα , Mzωz и Mzδв меняет знак. Это обеспечивает плав-

приращения текущего угла тангажа механизма согласования u∆ϑ . При

ный выход самолета на заданный угол тангажа.

этом

формируется

сигнал

рассогласования, пропорциональный

(∆ϑ − ∆ϑзад) . Автопилот парирует это рассогласование, возникшее

в результате управления,

так же как при рассогласовании (ϑ − ϑ0 ) ,

возникшем в результате внешнего возмущения в режиме стабилизации.

Существуют два основных способа управления углом тангажа: «по

положению» рукоятки управления и «по скорости». В первом случае

угол тангажа самолета устанавливается пропорционально углу откло-

нения рукоятки «Спуск-подъем». Во втором случае угол отклонения

руля высоты устанавливается пропорционально времени воздействия

пилота на гашетку «Спуск-подъем», т.е. ведется управление угловой

скоростью тангажа. В последнее время второй способ управления углом

тангажа с помощью автопилота на самолетах ГА не применяется.

Рассмотрим функциональную схему аналогового электрогидрав-

лического автопилота угла тангажа (рис. 9.2). Такой автопилот имеет

жесткую обратную связь в сервоприводе. В состав автопилота входят те

же датчики текущих и заданных параметров, что и в электромеханиче-

ском автопилоте. Так как усиление управляющего сигнала на рулевой

агрегат осуществляется малогабаритным полупроводниковым усилите-

Однако при быстром подходе к заданному углу тангажа самолет

лем У, это позволяет разместить его в электронном блоке вычислителя

вследствие своей инерционности и недостаточного собственного демп-

автопилота ВАП ϑ вместе с сумматором сервопривода С и суммато-

фирования может проскочить заданное положение, совершив вокруг

ром автопилота С1 Обнуление сигнала угла тангажа осуществляется в

него ряд колебаний. Для предотвращения колебаний автопилот должен

блоке согласования БС, который обычно является самостоятельным

обеспечить такое отклонение руля высоты, которое препятствовало бы

конструктивным блоком.

переходу угла тангажа через заданное значение. Для этого руль высоты

В режиме согласования в электрогидравлическом автопилоте нет

должен пройти через исходное положение раньше, чем угол тангажа, и

необходимости обнулять сигнал обратной связи. Это связано с тем, что

создать момент, тормозящий движение самолета во время приближения

режим стабилизации угла тангажа включается при стриммированном

к заданному значению угла тангажа. Такое тормозящее отклонение руля

положении руля высоты, когда шток рулевого агрегата находится в

высоты, создается автопилотом по сигналу угловой скорости ωz

(рис.

нейтральном положении. Тогда согласование канала тангажа автопило-

9.4).

та осуществляется только по сигналу текущего угла тангажа uϑ с ги-

ϑ0 прира-

При возвращении угла тангажа к заданному значению

ровертикали ГВ. Таким образом, в режиме согласования блок согласо-

щение угла тангажа ∆ϑ и угловая скорость тангажа ωz

имеют раз-

вания БС запоминает текущее значение угла тангажа самолета ϑ0 ана-

логично тому, как это делал механизм согласования МС электромеха-

ные знаки. Сначала угловая скорость тангажа мала, а отклонение угла

нического автопилота.

тангажа велико. Поэтому момент руля высоты Mzδв и приращение уг-

ла тангажа ∆ϑ имеют разные знаки. По мере уменьшения угла танга-

жа и возрастания угловой скорости тангажа в момент времени t1

сиг-

нал

kωz ωz становится равным сигналу kϑ∆ϑ , а затем начинает

47	май 2003г.

Глава 9. СТАБИЛИЗАЦИЯ И УПРАВЛЕНИЕ УГЛОВЫМ ПОЛОЖЕНИЕМ

превосходить его, вызывая отклонение руля высоты, тормозящее движение самолета.

Считается, что автопилот угла тангажа обладает требуемым качеством, если переходный процесс, вызванный ступенчатым управляющим воздействием, не выходит из области допустимых значений показателей качества. Такими показателями качества являются точность

стабилизации угла тангажа ∆ϑ = ∆ϑ − ∆ϑзад , величина перерегу-

лирования угла тангажа σϑ и время регулирования угла тангажа tϑрег .

Идеальный переходный процесс, которому соответствуют оптимальные значения передаточных коэффициентов ( k*ϑ и k*ωz ), закона управле-

ния автопилота угла тангажа (9.1) имеет плавный апериодический вид

(рис. 9.5).

Так как направление вектора скорости самолета изменяется под действием сил, а не моментов, то сначала при отклонении руля высоты автопилотом вектор скорости не поворачивается за продольной осью. Вследствие этого увеличивается угол между продольной осью и вектором скорости - угол атаки. Следствием увеличения угла атаки является появление нормальной силы, вызывающей поворот вектора скорости вслед за поворотом продольной оси.

Процесс изменения угла тангажа во времени можно разделить на два периода. Сначала происходит быстрое увеличение угла тангажа и соответственно этому - возрастание угла атаки. Затем в течение нескольких секунд - медленное дотягивание угла тангажа и угла наклона траектории до заданного значения и постепенное уменьшение угла атаки до нуля. Следует отметить, что после установления нового значения угла наклона траектории изменяется проекция силы тяжести самолета на направление вектора скорости, что приводит к установлению новой скорости на длиннопериодическом этапе движения.

Рассмотрим процесс устранения автопилотом угла тангажа с жесткой обратной связью в сервоприводе внешнего ступенчатого моментно-

го возмущения (рис. 9.6). Под действием момента Mzв самолет начинает менять угол тангажа в направлении воздействия момента. Возникающая при этом угловая скорость тангажа ωz имеет одинаковый знак

с приращением угла тангажа ∆ϑ . Под действием сигналов углового отклонения и угловой скорости автопилот отклоняет рули высоты. Управляющий момент тангажа Mzδв направлен в сторону, противо-

положную направлению внешнего момента. Момент тангажа Mz ме-

няет знак, когда устанавливается равенство моментов Мzв , Mzωz и

Mzδв , и обеспечивает торможение самолета при его подходе к устано-

вившемуся значению приращения угла тангажа ∆ϑуст . После оконча-

ния переходного процесса, когда угловая скорость и момент демпфирования становятся равными нулю, управляющий момент тангажа урав-

новешивает внешний возмущающий момент Мzв .

Так как отклонение рулей высоты пропорционально отклонению угла тангажа самолета, то для сохранения в установившемся режиме

постоянного отклонения рулей высоты (δвАПϑ )уст , компенсирующего

внешний возмущающий момент, необходимо иметь постоянное отклонение угла тангажа ∆ϑуст . Поэтому

δ	в Sba	ρV2 АП		ϑ )уст , (9.3)
(Mzδв )уст = −Mzв = mz		2	(δв

(δвАПϑ )уст = kϑ∆ϑуст . (9.4)

Из соотношений (9.3) и (9.4) получим следующее значение для установившегося приращения угла тангажа:

регулирования, возникающей под действием возмущающего момента Мzв . Эта величина пропорциональна возмущающему моменту и обратно пропорциональна передаточному коэффициенту автопилота по углу тангажа kϑ .

Автопилот угла тангажа с жесткой обратной связью в сервоприводе является статическим по отношению к ступенчатому внешнему возмущающему моменту тангажа. Статическая ошибка регулирования является следствием жесткой обратной связи, устанавливающей пропорциональность между отклонением угла тангажа и отклонением рулей высоты. Если на самолет воздействует ступенчатый момент, то в установившемся режиме он может компенсироваться лишь постоянным отклонением рулей высоты автопилотом.

Рассмотрим процесс устранения автопилотом угла тангажа с жесткой обратной связью в сервоприводе ступенчатого внешнего силового

возмущения Fyв , вызванного, например, уменьшением массы самолета

на величину ∆m вследствие выгорания топлива. Уменьшение массы вызовет поворот вектора скорости вверх. При этом произойдет уменьшение угла атаки и уменьшение подъемной силы. Установится такое значение угла атаки, при котором обеспечится равенство подъемной силы новому значению силы тяжести самолета. Уменьшение угла атаки

приведет к уменьшению момента статической устойчивости Mzα , что

вызовет поворот продольной оси самолета и изменение угла тангажа. Автопилот среагирует на это изменение отклонением рулей высоты. Установится такое отклонение рулей высоты, при котором момент

Mzα при изменившемся угле атаки уравновесит управляющий момент

Mzδв . Отклонение рулей высоты автопилотом угла тангажа с жесткой

обратной связью в сервоприводе возможно лишь при наличии рассогласования по углу тангажа. Статическую ошибку можно определить из следующего соотношения:

∆ϑуст = −	2 mδzв		∆mg	.
	kϑ	mαz	cαy SρV2

Таким образом, статическая ошибка прямо пропорциональна изменению массы самолета и обратно пропорциональна передаточному

коэффициенту автопилота по углу тангажа kϑ.

Важным вопросом при исследовании динамики самолета, управляемого автопилотом угла тангажа, является оценка влияния ветровых возмущений на вертикальную перегрузку. Автопилот угла тангажа при определенных сочетаниях параметров может увеличить ветровую перегрузку. Это объясняется тем, что автопилот, стабилизируя ось самолета в пространстве, практически лишает самолет возможности изменять угол атаки и уменьшать приращение перегрузки за счет поворота вокруг центра масс.

С другой стороны, автопилот может и уменьшить ветровую перегрузку, так как включение автопилота увеличивает затухание колебаний по сравнению со свободным самолетом.

Однако в любом случае автопилот угла тангажа увеличивает собственную частоту продольных короткопериодических колебаний самолета. Это приводит к снижению уровня спектральной плотности угловых колебаний в области низких частот и ограничению полосы пропускания контура стабилизации угла тангажа.

В результате среднее квадратическое отклонение нормальной перегрузки существенно снижается, что приводит к уменьшению неконтролируемого расхода ресурса конструкции самолета при полете в турбулентной атмосфере.

Рассмотрим процесс устранения автопилотом угла тангажа вертикального ветрового возмущения, имеющего скорость Wy (рис. 9.7).

При попадании в вертикальный восходящий поток воздуха угол атаки самолета практически мгновенно изменяется на величину

май 2003г.

<<< < Предыдущая 1 2 3 4 5 6 7 8 9 1011 / 1811 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