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:

389

Добавлен:

22.03.2016

Размер:

9.51 Mб

Скачать

☆

<<< < Предыдущая 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 1213 / 1813 14 15 16 17 18 > Следующая >>>

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


∆γ	уст	= lim{p∆m			xв	(р)W∆mxв (р)} =
	уст		p→0		xв		∆γ
			АПγ
= lim			рС1					= 0 .

			р2 + ААПγ
p→0			р2 + ААПγ	р+ ААПγ
			1			0

Автопилот угла крена с законом управления (9.32) является астатическим по отношению к внешнему импульсному моментному

возмущению.

Если

внешний

момент

крена

есть

ступенчатые функции

∆mxв(t) = 1(t)∆mxв

и ∆mxв(р) = ∆mxв / p , то управление будет

происходить со статической ошибкой:

Апγ

∆γуст

= lim

p∆mxв

С1

p→0

р (р2 + ААПγ р+ ААПγ )

САПγ

аω

xв

∆mxв −

≠ 0 ,

А0АПγ

аωx ,δэ kγ

т. е. автопилот угла крена с законом управления (9.32) является статическим по отношению к внешнему ступенчатому моментному возмущению. Для уменьшения статической ошибки необходимо увели-

чивать передаточный коэффициент kγ .

Аналогичным образом могут быть получены передаточные функции и исследована реакция системы на другие внешние возмущения.

9.3. АВТОМАТИЧЕСКАЯ СТАБИЛИЗАЦИЯ И УПРАВЛЕНИЕ КУРСОМ

9.3.1. Автопилоты курса

Направление движения самолета определяется курсом. В зависимости от выбора опорного направления и вида измерителя курса различают большое разнообразие курсов. Рассмотрим основные из них. Ис-

тинным курсом ( ψи ) называется угол между северным направлением меридиана, проходящего через самолет, и проекцией продольной оси самолета ОХ на горизонтальную плоскость OXg Zg , нормальной сис-

темы координат. Отсчитывается истинный курс от северного направления меридиана по часовой стрелке. Если направление оси OXg совпа-

дает с направлением меридиана, то истинный курс равен углу рыскания ψ, но противоположен ему по знаку.

Магнитный меридиан в общем случае не совпадает с истинным и составляет с ним угол, называемый магнитным склонением ∆м . Маг-

нитный курс (ψм) это угол между северным направлением магнитного меридиана, проходящего через самолет, и проекцией продольной оси самолета ОХ на горизонтальную плоскость OXg Zg нормальной

системы координат. Если известны магнитный курс и магнитное склонение, то истинный курс ψи = ψм + ∆м .

Если самолет при отсутствии ветра следует с постоянным истинным курсом, то траекторией его движения является локсодромия - кривая, пересекающая все меридианы между исходным (ИПМ) и конечным пунктами маршрута (КПМ) под постоянным углом, равным истинному курсу (рис. 9.25,а). Локсодромия не является кратчайшим расстоянием между двумя точками на сфере. Поэтому задача стабилизации истинного курса может решаться лишь при полетах на небольшие расстояния.

Ортодромия - дуга большого круга, соединяющая исходный и конечный пункты маршрута по кратчайшему расстоянию. Ортодромия пересекает меридианы между пунктами маршрута под разными углами. Поэтому задача стабилизации самолета на траектории при полетах на большие расстояния сводится к задаче стабилизации ортодромического курса (рис. 9.25,б).

Ортодромический курс ( ψорт ) - угол между опорной ортодроми-

ей, принятой за исходную для отсчета, и проекцией продольной оси самолета на горизонтальную плоскость. Обычно опорной траекторией считают меридиан исходного пункта маршрута. Поэтому ортодромическим курсом называют угол между северным направлением меридиана ИПМ и проекцией продольной оси самолета на горизонтальную плоскость (или продольной осью самолета в случае горизонтального полета).

В промежуточных пунктах маршрута (ППМ) истинный курс самолета определяется через ортодромический курс следующим образом:

ψи = ψорт + ∆N ,

где ∆N угол схождения меридианов.

Для определения угла схождения меридианов необходимо знать

долготу и широту ИПМ λипм и	ϕипм , а также долготу и широту
ППМ λппм и ϕппм . Тогда
ϕ	ппм	+ ϕ	ипм
∆N = (λппм − λипм)sin				.
		2

Кроме введенных понятий курса существуют понятия компасного, гироскопического, гирополукомпасного, гиромагнитного, приведенного и других курсов. Для автоматизации стабилизации и управления курсом не имеет принципиального значения, какой именно курс используется для управления. Поэтому в данном разделе будем пользоваться обобщенным понятием курса.

Устройство и работа. Самолет как объект управления нейтрален по рысканию и курсу в боковом движении. Любое внешнее возмущение приводит к изменению углов рыскания и курса. При ручном управлении боковым движением самолета пилоту приходится решать две взаимосвязанные задачи: стабилизировать продольную ось самолета и стабилизировать вектор скорости по курсу. Поворот продольной оси в горизонтальной плоскости происходит под действием моментов относительно вертикальной оси.

Управляющий момент относительно этой оси создается пилотом при отклонении педалей и рулей направления. Поворот вектора скорости по курсу происходит под действием боковой силы. Эта сила может быть создана или за счет скольжения или за счет горизонтальной составляющей подъемной силы, появляющейся при отклонении пилотом баранки штурвала и элеронов. Таким образом, у пилота существуют две возможности стабилизировать самолет по курсу: наблюдая за изменением курса по приборам, воздействовать на педали или штурвал. Для освобождения пилота от этой задачи служат автопилоты курса, воздействующие на рули направления (автопилоты прямой схемы) и элероны (автопилоты перекрестной схемы).

Автопилот курса прямой схемы (АП ψ ) - средство автоматиче-

ского управления, обеспечивающее управление и стабилизацию бокового траекторного движения самолета на всех этапах полета путем отклонения руля направления при возникновении рассогласования между значениями текущего и заданного курса.

Простейший автопилот курса прямой схемы реализует следующий закон управления рулем направления:

δАПψ = k

+ k

∆ψ

= ψ

+ ψ

, (9.58)

ωy

ψк

где δнАПψ - автоматическое отклонение руля направления от ба-

59	май 2003г.

Автопилот курса перекрестной схемы (АП ψγ ) - средство авто-

Глава 9. СТАБИЛИЗАЦИЯ И УПРАВЛЕНИЕ УГЛОВЫМ ПОЛОЖЕНИЕМ

лансировочного положения автопилотом курса прямой схемы;	∆ψк -
приращение курса, определяемое как разность между текущим	ψк и

опорным ψ0 значениями курса; kψк -передаточный коэффициент по

курсу, определяющий, на какой угол должен отклониться руль направления при возникновении рассогласования по курсу в 1° (1 рад).

В состав автопилота (рис. 9.26) входят датчик угловой скорости рыскания ДУС, датчик курса - курсовая система КС, формирователь приращения курса - блок синхронизации курса БСК и сервопривод руля

направления СПδн , состоящий из вычислителя автопилота ВАП ψ ,

усилителя У и рулевой машины направления РМδн .

Автопилот работает в двух режимах: согласования и стабилизации курса. В режиме согласования происходит запоминание текущего значения курса и обнуление сигнала рассогласования курса на входе сервопривода. Рулевая машина направления не включена. Обнуления сигнала обратной связи, как правило, не требуется, так как самолет сбалансирован по моментам рыскания.

На вход блока синхронизации курса с курсовой системы поступает сигнал, пропорциональный текущему значению курса самолета. Электромеханическая следящая система БСК обнуляет этот сигнал таким образом, что к моменту включения режима стабилизации курса сигнал на входе сервопривода равен нулю и автопилот готов к безударному включению для управления рулем направления.

В режиме стабилизации курса рулевая машина включается в управление рулем направления. Следящая система БСК размыкается и на вход сервопривода поступает сигнал, пропорциональный отклоне-

нию самолета ∆ψк , от того курса ψ0 , который он имел в момент включения режима стабилизации. Сигнал u∆ψ , пропорциональный

разности (ψк − ψ0 ) поступает на сервопривод, который отрабатывает руль направления до тех пор, пока сигнал обратной связи рулевой машины с ДОС uжос не уравновесит сигнал u∆ψк . Сигнал uωy с

ДУС обеспечивает демпфирование колебаний самолета по рысканию. Отклонение руля направления вызывает появление управляющего аэро-

динамического момента Мyδн , противоположного по знаку возмуще-

нию, вызвавшему рассогласование (ψк − ψ0 ) . Это рассогласование будет постепенно уменьшаться и, когда текущее значение курса ψк ,

сравняется с требуемым значением ψ0 , сервопривод под действием сигнала обратной связи uжос возвратит руль направления обратно в

балансировочное положение. Таким образом, самолет будет стабилизироваться по курсу.

Управление самолетом по курсу с помощью автопилота прямой схемы, как правило, не осуществляется, так как при плоском развороте с помощью руля направления курс меняется слишком медленно. Поэтому автопилоты курса прямой схемы находят все меньшее применение.

матического управления, обеспечивающее управление и стабилизацию бокового углового движения самолета на всех этапах полета путем отклонения элеронов при возникновении рассогласования между текущим и заданным значениями курса.

Типовой закон управления автопилота курса перекрестной схемы имеет следующий вид:

δАПэ ψγ = kωx ωx + kγ (γ − γзад),

γзад = kψγ к ∆ψк , (9.59)

∆ψк	∆γкс = ψ0 − ψк		, в режиме стабилизации курса;
	=	= ψзк − ψк	, в режиме управления курсом,
	∆γкс
где δэАПψγ		- автоматическое отклонение элеронов от балансиро-

вочного положения автопилотом курса перекрестной схемы; γ, γзад - соответственно приращения текущего и заданного значений угла крена; ∆ψк - приращение курса, определяемое как разность между опорным ψ0 и текущим ψк значениями курса в режиме стабилиза-

ции и разность между заданным ψзк и текущим значениями курса в режиме управления; kψγ к - передаточный коэффициент по углу крена

на изменение курса, определяющий, какой угол крена должен занять самолет при возникновении рассогласования по курсу в 1°.

В состав автопилота курса перекрестной схемы (рис. 9.27) входят датчик, угловой скорости крена ДУС, датчик угла крена - гировертикаль ГВ, датчик курса - курсовая система КС, формирователь рассогласования между текущим и заданным значениями курса - пилотажнонавигационный прибор ПНП с задатчиком курса ЗК, формирователь рассогласования между текущим и опорным значениями курса - блок синхронизации курса БСК, формирователь приращения заданного угла крена - вычислитель автопилота курса ВАП ψγ , вычислитель автопи-

лота крена ВАП γ и сервопривод элеронов СПδэ .

Автопилот работает в трех режимах: согласования, стабилизации и управления курсом. Режим согласования по текущему курсу происходит так же, как в автопилоте курса прямой схемы, а по текущему углу крена как в автопилоте угла крена.

Врежиме стабилизации сначала происходит приведение самолета

кгоризонту - устранение рассогласования по углу крена как в автопилоте угла крена. На вход вычислителя ВАП ψγ с БСК поступает сиг-

нал u∆ψк , пропорциональный отклонению самолета от того курса

ψ0 , который он имел в момент принятия самолетом горизонтального положения. Сигнал uγзад , пропорциональный рассогласованию по кур-

су, сравнивается в механизме согласования с сигналом uγ с гировер-

тикали и вызывает отработку сервоприводом элеронов до тех пор, пока сигнал обратной связи uжос не уравновесит на входе сумматора сиг-

нал u∆γ с механизма согласования. Отклонение элеронов вызывает появление управляющего аэродинамического момента Мxδэ , проти-

воположного по знаку возмущению, вызвавшему рассогласование (ψ0 − ψк) . Под действием отклоненных элеронов самолет будет из-

менять угол крена до тех пор, пока сигнал uγ с гировертикали не уравновесит сигнал uγзад с ВАП ψγ . Тогда сигнал u∆γ на выходе

МС станет равным нулю и сервопривод под действием сигнала uжос

вернет элероны в балансировочное положение.

Самолет с креном будет разворачиваться в сторону опорного курса, поэтому сигнал u∆ψк с БСК будет уменьшаться, пока не станет

равным нулю. Соответственно будет уменьшаться до нуля сигнал uγзад

с ВАП ψγ . Тогда сигнал u∆γ с МС будет увеличиваться с обратным

знаком, что вызовет отработку сервоприводом элеронов до тех пор, по-

май 2003г.

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

ка сигнал uжос не уравновесит сигнал u∆γ . Самолет будет выходить из крена до тех пор, пока сигнал uγ с гировертикали не станет равным

нулю. Тогда под действием сигнала uжос сервопривод вернет элероны в балансировочное положение. Самолет выходит из крена и возвращается к горизонтальному полету, когда ψк = ψ0 . Сигнал uωx с ДУС

обеспечивает демпфирование колебаний самолета по углу крена. Пилот, воздействуя на рукоятку задатчика курса ЗК, задает управ-

ляющий сигнал uψзк . В ПНП формируется сигнал u∆ψзк , пропорцио-

нальный разности ∆ψзк = ψзк − ψк . Автопилот парирует рассогла-

сование u∆ψзк аналогично парированию рассогласования ∆ψкс от

внешнего возмущения. Управление курсом от рукоятки осуществляется «по положению». Заданный курс пилот отслеживает по прибору.

Функциональная схема аналогового электрогидравлического автопилота курса перекрестной схемы аналогична схеме автопилота угла тангажа с соответствующим изменением набора датчиков и входных сигналов.

Влияние на процесс управления боковым движением. Рассмот-

рим процесс устранения автопилотом курса прямой схемы начального отклонения продольной оси самолета от заданного курса, представлен-

ный на рис. 9.28. Такое отклонение ∆ψ приведет к появлению приращения угла скольжения и момента статической путевой устойчивости Мyβ . Этот момент будет способствовать сокращению переходного процесса устранения начального отклонения. Отклонение автопилотом

руля направления δАПψ	создаст управляющий момент М	, совпа-
н		yδн

дающий по знаку с моментом Мyβ . Если собственное демпфирование

самолета достаточно, то за счет динамического демпфирующего момента Мyωy при подходе самолета к заданному положению результи-

рующий аэродинамический момент рыскания Мy , равный сумме мо-

ментов Мyβ , Мyδн и Мyωy , поменяет знак. Тормозящее отклоне-

ние руля направления создается автопилотом по сигналу угловой скорости ωy . Таким образом, процесс устранения автопилотом курса

прямой схемы начального отклонения продольной оси самолета от заданного курса аналогичен процессу устранения начального отклонения поперечной оси от заданного угла тангажа автопилотом угла тангажа.

Рассмотрим процесс устранения автопилотом курса прямой схемы начального отклонения вектора скорости самолета от заданного курса (рис. 9.29). Продольная ось самолета направлена по заданному курсу. Появляется приращение угла скольжения и вектор скорости начинает поворачиваться под воздействием боковой силы, создаваемой скольжением. С приближением вектора скорости к продольной оси приращение угла скольжения уменьшается. Момент статической путевой устойчи-

вости Мyβ вызывает поворот продольной оси самолета навстречу

вектору скорости самолета, что приводит к рассогласованию по курсу ∆ψк . Это рассогласование парирует автопилот отклонением руля направления.

Если одновременно отклоняются от заданного курса и продольная ось самолета и вектор скорости, то автопилот, воспринимая отклонение продольной оси самолета, отклоняет руль направления и поворачивает самолет к заданному курсу. Образующееся при этом скольжение создает боковую силу, поворачивающую к заданному курсу и вектор скорости самолета.

Рассмотрим процесс устранения автопилотом курса перекрестной схемы начального отклонения продольной оси самолета от заданного курса (рис. 9.30). Парируя отклонение самолета по курсу, автопилот отклоняет элероны и вводит самолет в крен, который создает боковую силу. В результате вектор земной скорости самолета разворачивается к заданному курсу. Вследствие отставания продольной оси самолета от вектора скорости создается приращение угла скольжения. Момент ста-

тической путевой устойчивости Мyβ разворачивает продольную ось

самолета вслед за вектором скорости к заданному курсу. Для уменьшения скольжения канал руля направления может работать как автомат боковой устойчивости. Автопилот курса прямой схемы с жесткой обратной связью в сервоприводе является статическим по отношению к

постоянно действующему внешнему моменту Мyв . Статическая ошибка (∆ψк)уст определяется из равенства управляющего момента руля направления и возмущающего момента:

(∆ψк)уст = −	2	Myв	.
	mδyэSlρV2	kψ

Аналогичным образом для автопилота курса перекрестной схемы

(∆ψк)уст = −	2	Myв	.
	mδyэSlρV2	kψkψγ

Ступенчатый боковой ветер автопилотами курса как прямой, так и перекрестной схем парируется без статических ошибок по курсу. Однако при этом угол пути изменяется на величину приведенного к ветру

угла скольжения ∆Ψ = ∆ψ − ∆β − ∆βw и самолет изменяет направ-

ление полета.

Особенности законов управления автопилотов курса. Для обеспечения астатизма в закон управления автопилотов курса прямой схемы вводят сигнал, пропорциональный интегралу от рассогласования по курсу. Структурная схема автопилота АП-28 в режиме стабилизации локсодромического курса (рис. 9.31) содержит БДУС - блок датчиков угловых скоростей, ГИК - гироиндукционный компас, БС - блок связи, АУ - агрегат управления, МУМ - магнитный усилитель мощности, РМН - рулевую машину направления. Закон управления имеет вид

Tωy р

∫∆ψк

= k

+ k

∆ψ

, (9.60)

ωy T р+1

ψк

кс

ωy

где k∫∆ψк - передаточный коэффициент по интегралу отклонения курса самолета от заданного.

61	май 2003г.

Подставим уравнения выхода (9.64) и входа (9.65), а также закон управления (9.66) в уравнение состояния (9.63) и выполним преобразо-

вание Лапласа при нулевых начальных условиях:

(Ip − Aбб −Bббу DббАПψγ )Yбб(p) = = Bббу EббАПψγ∆ψзад(p) .

Глава 9. СТАБИЛИЗАЦИЯ И УПРАВЛЕНИЕ УГЛОВЫМ ПОЛОЖЕНИЕМ

В законах управления аналоговых автопилотов следует учитывать передаточные функции следящих электромеханических систем, выполняющих функции согласования, обнуления и суммирования. Так, передаточная функция электромеханизма согласования по крену представляет собой передаточную функцию апериодического звена

Wмс(р) = 1/(Tγ p +1) . Аналогичный вид имеет передаточная функ-

ция следящей системы навигационного прибора, осуществляющего формирование сигнала рассогласования по курсу

Wпнп(р) = 1/(Tψp +1) .

Чтобы предотвратить формирование слишком больших управляющих сигналов при разворотах и значительных отклонениях от заданного курса, реализуются нелинейные звенья с ограничением сигналов при достижении ими определенных значений.

Структурная схема САУ-86 в режимах стабилизации курса и заданного курса представлена на рис. 9.32, где БДГблок демпфирующих гироскопов, ИКВ - инерциальная курсовертикаль, БСКВ - базовая система курса и вертикали. ПУ -пульт управления, ПНП - пилотажнонавигационный прибор, БСДТ - блок связи с датчиками траектории. Закон управления имеет вид:

δэ = kωx ωx + kγ (γ − Fγ Tγ p +1 γзад) , (9.61)

где

	kψγ ∆ψк							в режиме стабилизации курса ;
							1
γзад =							1
			∆ψ
			F			Tγ p +1		в режиме заданного курса;
						Tγ p +1
							∆γмс	при ∆γмс ≤ ∆γогр;
F		∆γ
F	=	∆γ			огр
γ					огр		при ∆γмс ≤ ∆γогр;
		∆γмс					при ∆γмс ≤ ∆γогр;
		∆γмс
					kψγ зк ∆ψзк			при ∆ψзк < ∆ψзк.огр;
Fψ				зк ∆ψзк.огр
Fψ	= kψγ			зк ∆ψзк.огр				при ∆ψзк < ∆ψзк.огр.

					∆ψ
					∆ψ		зк
							зк

усилие на штурвале или его перемещение, а также угол крена не превышают пороговых значений. При вмешательстве пилота в управление от штурвала режим стабилизации курса отключается и происходит согласование курса.

Структурная схема и закон управления цифроаналогового автопилота курса также аналогичны структурной схеме и закону управления автопилота угла крена. Их отличие состоит в том, что с помощью ре-

лейного звена F∆γ1 , происходит подключение сигнала, пропорцио-

нального рассогласованию по курсу:

σ∆γэ = kγ Fγ2[γ − Fγ1γ0 − F∆γ1kψγ к (ψк − ψ0 )]. (9.62)

Таким образом осуществляется стабилизация курса самолетов Ил96 и Ту-204 с помощью вычислительной системы управления полетом.

9.3.2. Моделирование управления курсом

Реакция замкнутой системы «самолет-автопилот курса» на управляющие воздействия. Рассмотрим модель быстрого бокового движения самолета, управляемого автопилотом курса перекрестной схемы с законом управления (9.59). Управляющее воздействие формируется пилотом путем отклонения рукоятки задатчика курса. Модель содержит уравнения состояния, выхода и входа, а также закон управления автопилота:

xбб(t) = Aббxбб(t) + Bббу uббу (t) , (9.63) yбб(t) = xбб(t) , (9.64)

uббу (t) = ∆δАПэ ψγ (t) , (9.65)

δАПэ ψγ (t) = DббАПψγyбб(t) + EббАПψγ∆ψзад(t) , (9.66)

∆ωx (t)∆ωy (t) где xбб(t) = ∆β(t) ,

∆γ(t)∆ψ(t)

	аω ,ω
		x				x
		0
Абб =		0
Абб =		0
		аγ,ω›
		аγ,ω›
		0
		0

	aω		,δ
		x			э
		0
Bббу =		0					,
		0
		0
		0
		0
DАПψγ	=[k			ωx
бб				ωx

DббАПψγ = −kψγ к .

0	аωx ,β	0	0
аωy ,ωy	аωy ,β
		0	0
аβ,ωy	аβ,β
		аβ,γ 0 ,

00 0 0

аψ,ωy 0 0 0

0 0 kγ kγkψγ к ] ,

Цифроаналоговые автопилоты курса. Устройство цифроанало-	Получим вектор передаточных функций замкнутой системы «са-
говых автопилотов курса аналогично устройству цифроаналоговых ав-	молетавтопилот курса перекрестной схемы» по параметрам быстрого
топилотов угла крена. Режим стабилизации курса реализуется в боко-	бокового движения
вом канале цифроаналоговой САУ, функциональная схема которой	WАПψγ	(p) = Yбб(p)
представлена на рис. 9.21. При этом следует учесть наличие дополни-	WАПψγ	(p) = Yбб(p)		=
тельного сигнала с инерциальной навигационной системы, пропорцио-	бб		∆ψзад(p)
нального текущему курсу. Режим стабилизации курса включается, если
62				май 2003г.

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

= (Ip − Aбб −Bббу DббАПψγ )−1Bббу ЕббАПψγ = ФббАПψγ (p)Bббу ЕббАПψγ .

Переходная матрица состояния по первичным параметрам быстрого бокового движения при включенном автопилоте курса перекрестной

схемы

ФббАПψγ (p) = (Ip − Aбб −Bббу DббАПψγ )−1 = (φббАПψγ (p))−1 . (9.67)

Элементами вектора WббАПψγ (p) являются передаточные функ-

ции системы на управляющее воздействие по курсу ∆ψзад(р) по соответствующим параметрам вектора выхода Yбб(p) :

W∆ψзад (р)

∆ωx

W∆ψзад (р)

∆ωy

WббАПψγ (р) = W∆β∆ψзад (р)

W∆ψзад

(р)

∆γ

∆ψзад

W∆ψ

(р)

Найдём определитель матрицы

ФббАПψγ (р)

(р−аω

,ω −аω

,δ

kω )

−аω ,β

−аω

,δ

kγ

−аω

,δ kγkψγ

(р−аωy ,ωy )

−аωy ,β

−аψ,ωy

(р−аβ,β )

−аβ,γ

−аγ,ωx

−аψ,ωy

= р5 + А4АПψγ р4 + А4АПψγ + А3АПψγ р3 +

+ААПψγ

р2 + ААПψγ р + ААПψγ ,

где

ААПψγ

= −а

ωy

,ωy

−а

ωx

−а

ωx

;

β,β

,ωx

ωx ,δэ

ААПψγ

= −а

ωy

β,β

−а

ωy ,β

+а

ωx ,ωx

ωy ,ωy

+а

β,β

−

,ωy

β,ωy

ωx ,ωx

-аω

,δ

γ,ωx kγ + аωy ,ωy аωx ,δэ kωx + аβ,βаωx ,δэ kωx ;

ААПψγ

= −аω

,ω

аω

,ω

аβ,β + аω

,δ а

γ,ω а

,ω

γ +

+аωx ,ωx аβ,ωy аωy ,β +аωx ,δэ аγ,ωx аβ,βkγ −

-аωy ,ωy аβ,βаωx ,δэ kωx + аωx ,δэ аβ,ωy аωy ,βkγ;

А1АПψγ = −aβ,γаγ,ωx аωx ,βаωy ,ωy −аωx ,δэ аγ,ωx аωy ,ωy аβ,βkγ +

+аωx ,δэ аγ,ωx аβ,ωy аωy ,βkγ ;

А0АПψγ = −аψ,ωy аωy ,βaβ,γаγ,ωx аωx ,δэ kγkψγ к .

Условия устойчивости по критерию Гурвица следующие:

ААПψγ		> 0,	ААПψγ > 0,		ААПψγ > 0,
0			1		2
А3АПψγ > 0,			А4АПψγ > 0,		А4АПψγ		А3АПψγ - ААП2		ψγ >0,
А4АПψγ А3АПψγ			ААП2	ψγ + А0АПψγ ААП4		ψγ -
-( ААПψγ )2		ААПψγ −( ААПψγ )2 > 0,
4		1		4				ААПψγ +
ААПψγ	ААПψγ ААПψγ ААПψγ + 2ААПψγ ААПψγ							ААПψγ +
4	3		2	1	4		1	0
+ А3АПψγ А2АПψγ А0АПψγ −							ААПψγ −
−( ААПψγ )2		ААПψγ -ААПψγ ( ААПψγ )2					ААПψγ −
2		1		4	3		0
−( ААПψγ )2		−( ААПψγ )2 ( ААПψγ )2 > 0.
0			4	1
Правильным			выбором		передаточных			коэффициентов

kω ,		kγ ,	kψγ добиваются требуемых запасов устойчивости.
	x
	Передаточную функцию системы по курсу на управляющее воз-
действие, определим следующим образом:
	∆ψ				ВАПψγ
W		зад (p) =			0			.
W		зад (p) =	р5 + ААПψγ р4	+ ААПψγ р3	+ ААПψγ	р2 + ААПψγ р	+ ААПψγ	.
∆ψ			р5 + ААПψγ р4	+ ААПψγ р3	+ ААПψγ	р2 + ААПψγ р	+ ААПψγ
			4	3	2	1	0

(9.68)

Рассмотрим реакцию замкнутой системы на ступенчатое отклонение пилотом задатчика курса ∆ψзад(р) = ∆ψзад / p. После оконча-

ния этапа быстрого бокового движения произойдет формирование нового установившегося значения текущего курса самолета, равного заданному:

∆ψ

уст

= lim{p∆ψ

зад

(р)W∆ψзад (p)} =

p→0

∆ψ

АПψγ

= lim

p∆ψзад

В0

p→0

(р5 + ААПψγ р4

+ ААПψγ р3

+ ААПψγ

р2

+ ААПψγ р + ААПψγ )

ВАПψγ = А0АПψγ ∆ψзад ∆ψзад .

Переходный процесс определяется переходной функцией ∆ψ(р).

Реакция замкнутой системы «самолет-автопилот курса» на внешние возмущения. Рассмотрим модель быстрого бокового движения «чистого рыскания». управляемого автопилотом курса прямой схемы, при наличии внешних возмущений:

бб

(t) = A

бб

(t) + Bу

у (t) + Bв

uв

(t) , (9.69)

бб

yбб(t) = xбб(t) ,

(9.70)

uббу

(t) = ∆δэАПψ (t) , (9.71)

δэАПψ (t) = DббАПψyбб(t) , (9.72)

∆ωy (t)

где xбб(t) =

∆β(t)

∆ψ(t)

аω

,ω

аω

,β

аω

,δ

Aбб =

аβ,ωy

аβ,β

0 , Вббу

ψ,ωy

DАПψ =[k

ωу

ψк

бб

0 аωy ,myв

аωy ,βw

Вббв =

аβ,βw

аβ,fz

Получим матрицу передаточных функций замкнутой системы «са- молет-автопилот курса прямой схемы» по параметрам быстрого бокового движения чистого рыскания на внешние возмущения

WАПψ (p) =	Yбб(p)	=

бб	Uббв (p)

= (Ip − Aбб −Bббу DббАПψ )−1Bббв = ФббАПψ (p)Bббв .

Переходная матрица состояния по параметрам движения чистого

рыскания при включенном автопилоте курса прямой схемы

(Ip − Aбб −Bббу DббАПψ )−1 = ФббАПψ (p) . (9.73)

Найдем определитель матрицы

63	май 2003г.

paβ,ωy

Глава 9. СТАБИЛИЗАЦИЯ И УПРАВЛЕНИЕ УГЛОВЫМ ПОЛОЖЕНИЕМ

ФббАПψ (р)

(р−аωy ,ωy −аωy ,δн kωy )

−аωy ,β

−аωy ,δн kψ

−аβ,ωy

(р−аβ,β )

−аψ,ωy

= р3 + ААПψ

р2 + ААПψ р + ААПψ = ∆АПψ (р) ,

где

ААПψ = 2hДР; AАПψ = (ωДР)2

−

= а

ωy ,δн

ψ,ωy

;

AАПψ

= а

ωy

ψ,ωy

β,β

ψк

,δн

ψк

Определим присоединенную матрицу

{ФАПψ (р)} =

бб

пр

p(p −aβ,β )

aψ,ωy (p −aβ,β )

paωy ,β p(p −aωy ,ωy − −aωy ,δн kωy ) −

−aωy ,δн aψ,ωy kψк

aψ,ωy aωy ,β



−aω	,δ		н	kψ	(p		−aβ,β )
y			н		к

(aβ,ω				−aω
(aβ,ω				−aω		,δ	kψ	)	.
		y			y		н	к

(p −аβ,β )(p −aωy ,ωy ) −

−aωy ,δн kωy −aβ,ωy aωy ,β

Тогда переходная матрица

	{φАПψ (р)}
ФббАПψ (р) =		бб	пр	=
ФббАПψ (р) =		φббАПψ (р)		=
		φббАПψ (р)



		p(p −aβ,β )

			∆АПψ (p)


			paβ,ωy
			paβ,ωy
=
=			∆АПψ (p))




a				(p −a		α.α	)
	ψ,ωy					α.α
			∆	АПψ	(p)
			∆		(p)

paωy ,β

∆АПψ (p) [p(p −aωy ,ωy − −aωy ,δн kωy ) − −aωy ,δн aψ,ωy kψк ]/ / ∆АПψ (p)

aψ,ωy aωy ,β

∆АПψ (p)



	−aωy ,δн kψк (p −aβ,β )

				∆АПψ (p)


		aωy ,δн kψк kβ,ωy
		aωy ,δн kψк kβ,ωy
											.
				∆	АПψ		(p)				.
				∆			(p)



[(p −aβ,β )(p −aω									,ω
								y		y
−aω		,δ		kω		) −aβ,ω		aω			,β ]
	y		н		y			y		y
/ ∆АПψ (p)

Определим вектор передаточных функций на внешний момент

рыскания ∆myв :

р(р−аβ,β )aω

yв

∆АПψ (р)

раβ,ω aω

Wв

yв

(р) =

бб

∆АПψ (р)

аψ,ωy (р−аβ,β )aωy

,myв

∆

АПψ

(р)

или

∆m

CАПψ р2 +CАПψ

yв (р) =

, (9.74)

р3 + ААПψ

р2 + ААПψ

р+

ААПψ

∆ωy

	∆m					САПψ
W		yв (р)	=				0				, (9.75)
W		yв (р)	=	р3 + ААПψ р2			+ ААПψ р+		ААПψ		, (9.75)
∆β				р3 + ААПψ р2			+ ААПψ р+		ААПψ
						2	1			0
	∆m					CАПψ	р +CАПψ
W		yв (р)	=			2	1				, (9.76)
W		yв (р)	=	р3 + ААПψ р2			+ ААПψ р+		ААПψ		, (9.76)
∆ψ				р3 + ААПψ р2			+ ААПψ р+		ААПψ
						2	1			0
гдеCАПψ = а					,	CАПψ = −а		β,β	а	ωy ,ωy	,
	2			ωy ,myв		1		β,β		ωy ,ωy
CАПψ = а				а		.
	0		β,ωy		ωy ,myв

Сравнивая выражения для передаточных функций (9.74)-(9.76) с выражениями для передаточных функций замкнутой системы «самолетавтопилот угла тангажа» (9.18)-(9.20), приходим к выводу, что их структуры идентичны. Поэтому реакция замкнутой системы «самолетавтопилот курса прямой схемы» на внешний момент также будет аналогичной.

Следовательно, автопилот курса прямой схемы с законом управления (9.58) является астатическим по отношению к внешнему импульсному моментному возмущению по рысканию и статическим по отношению к внешнему ступенчатому моментному возмущению по рысканию. Статическая ошибка определяется как

∆ψуст = −				аωy ,myв				≠ 0 ,
∆ψуст = −		аω		,δ		aβ,βkψ		≠ 0 ,
		аω	y	,δ	н	aβ,βkψ	к
			y		н		к
и может быть уменьшена путем увеличения передаточного коэф-
фициента kψ	.
	к

64	май 2003г.

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

Г л а в а 10	Закон управления (10.1) можно также представить как закон
	управления автопилота угла тангажа, обеспечивающий формирование
УПРАВЛЕНИЕ ТРАЕКТОРНЫМ ДВИЖЕНИЕМ	заданного угла тангажа пропорционально приращению барометриче-
УПРАВЛЕНИЕ ТРАЕКТОРНЫМ ДВИЖЕНИЕМ	ской высоты:

НА МАРШРУТЕ

δСАУН

= k

ω + k

(∆ϑ− ∆ϑ

зад

) ,

Автоматическое управление траекторным движением самолета на

= kH (H

− H) , (10.2)

∆ϑ = ϑ−ϑ ,

∆ϑ

маршруте обеспечивает лишь эпизодическое участие или практически

зад

полное невмешательство пилота в процесс управления. Это возможно в

где

∆ϑ, ∆ϑзад

- соответственно приращение текущего и задан-

том случае, когда решена задача автоматического управления угловым

kϑH - передаточный коэффициент по углу

положением самолета. Поэтому системы автоматического управления

ного значений угла тангажа;

траекторным движением самолета на маршруте стали дальнейшим

тангажа, определяющий на сколько градусов должен измениться угол

развитием автопилотов. Их общей особенностью является автоматиче-

ское отклонение руля при появлении рассогласования между текущими

тангажа при возникновении рассогласования между значениями теку-

и требуемыми значениями траекторных параметров положения и дви-

щей и опорной барометрической высоты в 1 м.

жения самолета.

Сервоприводы

систем

автоматического управления включаются

по параллельной схеме в прямые обратимые системы управления, либо

Благоприятное влияние автоматики на процесс управления поле-

том самолета проявляется в улучшении качества переходных процессов

по последовательной схеме в бустерные или электродистанционные

возвращения самолета к исходной траектории после непроизвольного

системы управления. Совместное управление рулем высоты со стороны

отклонения под действием внешних возмущений. Так осуществляется

пилота и

САУН

исключается. При воздействии пилота на колонку

автоматическая стабилизация траекторного движения на маршруте.

штурвала САУ

выключается и освобождает механическую провод-

Кроме того, автоматика помогает пилоту улучшить качество переход-

ных процессов вывода самолета на новую траекторию. Так осуществля-

ку управления рулем высоты.

ется автоматическое управление траекторным движением самолета на

Сервоприводы бывают как электромеханического, так и электро-

маршруте.

гидравлического принципа действия. Рассмотрим функциональную

Основной траекторный параметр продольного движения самолета

схему аналоговой электромеханической

САУН (рис. 10.1). В ее со-

на маршруте - высота полета. Наивыгоднейшие высоты полета реко-

став входят датчик угловой скорости тангажа ДУС, датчик угла тангажа

мендуются в зависимости от дальности полета с учетом ограничений по

- гировертикаль ГВ, датчик рассогласования между значениями теку-

максимальной коммерческой загрузке. При больших дальностях полета

оптимальным эшелоном крейсерского полета является максимальный

щей и опорной барометрической высоты - корректор высоты КВ, вы-

числитель ВСАУН, вычислитель автопилота ВАПϑ , усилитель У и

эшелон в пределах ограничений полетной массы. Иногда выгоден сту-

пенчатый профиль полета, когда самолет последовательно занимает

рулевая машина РМδв .

определенные эшелоны.

Основными траекторными параметрами бокового движения само-

лета являются линейное боковое и угловое отклонения от линии задан-

ного пути. Поэтому различают системы автоматического управления

боковым линейным и угловым отклонениями.

10.1. АВТОМАТИЧЕСКАЯ СТАБИЛИЗАЦИЯ И УПРАВЛЕ-

САУН работает в двух режимах: согласования и стабилизации

НИЕ ПРОДОЛЬНЫМ ТРАЕКТОРНЫМ ДВИЖЕНИЕМ НА

МАРШРУТЕ

высоты. В режиме согласования в корректоре высоты происходит не-

10.1.1. Системы автоматического управления продольным

прерывное обнуление сигнала текущей высоты с помощью электроме-

ханической следящей системы. Система может работать при этом в

траекторным движением на маршруте

автопилотном режиме стабилизации угла тангажа. Таким образом про-

Принцип действия. Самолет как объект управления неустойчив в

исходит запоминание текущей высоты и обеспечивается подготовка

САУ

к безударному включению для стабилизации высоты.

продольном траекторном движении по высоте при действии внешних

возмущений. Для стабилизации самолета по высоте пилот, наблюдая за

При включении режима стабилизации высоты следящая система

изменением высоты по высотомеру, воздействует на колонку штурвала

корректора высоты размыкается и начинается формирование сигнала

и отклоняет руль высоты таким образом, чтобы самолет удерживал

разности

u∆H

между

опорным

значением высоты, которую имел

требуемое значение высоты или изменял его соответствующим обра-

самолет в момент включения режима стабилизации, и значением теку-

зом. Системы автоматического управления высотой служат для осво-

щей высоты. Любое отклонение самолета под действием внешних воз-

бождения пилота от ручной стабилизации и управления самолетом на

мущений от опорной высоты воспринимается САУН как рассогласо-

траектории в вертикальной плоскости.

Система автоматического управления высотой ( САУН ) обес-

вание, которое необходимо парировать. Сигнал u∆Η поступает на вход

печивает стабилизацию и управление продольным траекторным движе-

вычислителя, где формируется сигнал, пропорциональный приращению

нием самолета в крейсерском полете по маршруту и во время предпоса-

значения

заданного

угла

тангажа

u∆ϑ

. Сервопривод преобразует

дочного маневра путем отклонения руля высоты при возникновении

зад

рассогласования между значениями текущей и заданной барометриче-

этот сигнал в перемещение вала рулевой машины высоты.

ской высоты.

Как только сигнал обратной связи

uжос уравновесит сигнал с

Простейшая САУН реализует следующий закон управления ру-

корректора высоты

u∆Η

и пропорциональный ему сигнал заданного

лем высоты:

тангажа u∆ϑзад , отработка руля высоты рулевой машиной прекратится

δвСАУН = kω ωz + kϑ∆ϑ+ kН(H − H0 ) , (10.1)

и руль остановится в некотором положении, пропорциональном воз-

где δвСАУН - автоматическое отклонение руля высоты от баланси-

никшему рассогласованию (H0 − H) . Отклонение руля высоты вызы-

ровочного положения; ∆ϑ - приращение опорного (т.е. имевшего ме-

вает управляющий аэродинамический момент тангажа M

, проти-

сто в момент включения режима) угла тангажа ϑ0 ; H , H0 -

zδв

воположный

по

знаку

возмущению,

вызвавшему рассогласование

соответственно текущее и опорное (в момент включения режима) зна-

(H0 − H) . Самолет начнет изменять угол тангажа, и с гировертикали

чения барометрической высоты; kН - передаточный коэффициент по

появится сигнал текущего тангажа uϑ , который преобразуется в МС в

барометрической высоте, определяющий угол отклонения руля высоты

при возникновении рассогласования между значениями текущей и

сигнал u∆ϑ . Под действием этого сигнала сервопривод начнет отраба-

опорной барометрической высоты в 1м.

тывать руль высоты в обратную сторону. Когда сигнал текущего при-

Другими словами отклонение руля высоты прямо пропорциональ-

но угловой скорости тангажа и приращению опорной барометрической

ращения угла тангажа u∆ϑ сравняется с сигналом приращения задан-

высоты.

май 2003г.

Глава 10. УПРАВЛЕНИЕ ТРАЕКТОРНЫМ ДВИЖЕНИЕМ НА МАРШРУТЕ

ного угла тангажа u∆ϑзад , руль высоты вернется в исходное баланси-

ровочное положение.

Самолет с новым углом тангажа начнет приближаться к опорному

значению высоты. Тогда равновесие сигналов u∆ϑ и u∆ϑ	вновь
	зад

нарушится и их разность поменяет знак. Сервопривод начнет отрабатывать руль в противоположную от балансировочного положения сторо-

ну. Когда сигнал обратной связи uжос сравняется с сигналом разности

(u∆ϑ − u∆ϑзад ) , руль высоты остановится. Самолет начнет уменьшать

приращение угла тангажа, и по мере выхода на опорную высоту сигналы u∆ϑ, u∆ϑзад и u∆Η станут равными нулю. Тогда под действием

сигнала обратной связи uжос руль высоты возвратится в исходное балансировочное положение.

Действия сигналов uωz с датчика угловой скорости и uсос с та-

хогенератора аналогичны их действию в демпфере и автопилоте угла тангажа.

Режим управления высотой от задатчика в аналоговых САУН до недавнего времени не применялся. В последних модификациях аналоговых САУН такой режим предусмотрен. Тогда в законе управления (10.2) заданный угол тангажа определяется следующим образом:

∆ϑзад = kϑH (Hзад − H) , (10.3)

где Hзад - заданное значение барометрической высоты (например, высоты эшелона).

Для формирования Hзад используется специальный задатчик на пульте управления. Формирование разности (Нзад − Н) происходит в

вычислителе системы воздушных сигналов. Работа САУН в этом режиме аналогична ее работе в режиме стабилизации, так как она воспринимает управляющее воздействие ∆Н = (Нзад − Н) как внешнее возмущение ∆Н=(Н0 − Н) .

При наборе высоты и снижении пилоту приходится выдерживать определенную вертикальную скорость. Он наблюдает за ее изменении по вариометру и воздействует на колонку штурвала, чтобы самолет удерживал требуемое значение вертикальной скорости или изменял ее соответствующим образом. Системы автоматического управления вертикальной скоростью служат для автоматизации маневров самолета в вертикальной плоскости.

Система автоматического управления вертикальной скоростью

( САУН ) обеспечивает стабилизацию и управление продольным тра-

екторным движением самолета при наборе высоты и снижении путем отклонения руля высоты при возникновении рассогласования между текущим значением угла тангажа и его заданным значением, определяемым заданным значением вертикальной скорости.

Закон управления САУН имеет вид:

δСАУн	= k	ω		ω + k	ϑ	(∆ϑ−∆ϑ	зад	),
в		ω	z	z	ϑ		зад	(10.4)
								(10.4)
∆ϑ=ϑ−ϑ0 , ∆ϑзад						H
∆ϑ=ϑ−ϑ0 , ∆ϑзад					= kϑ Hзад.

где δСАУв Н автоматическое отклонение руля высоты от баланси-

ровочного положения САУН ; ∆ϑ, ∆ϑзад - соответственно прира-

щение текущего и заданного значений угла тангажа; Нзад - заданное

значение вертикальной скорости; kнϑ - передаточный коэффициент по

углу тангажа к вертикальной скорости, определяющий, на сколько градусов должен изменится угол тангажа при изменении вертикальной скорости на 1м/с.

В состав САУН входят (рис. 10.2) датчик угловой скорости тан-

гажа ДУС, датчик угла тангажа ГВ, задатчик вертикальной скорости - навигационный вычислитель НВ, усилитель У и рулевая машина высо-

ты РМδв . Работа САУН аналогична работе САУН . При этом обес-

печивается постоянство угла наклона траектории и воздушной скорости. С переходом на непосредственное автоматическое управле-

ние продольным движением центра масс самолета управление высотой осуществляется через контур нормальной перегрузки.

Система автоматического управления высотой через контур нормальной перегрузки (САУНny ) обеспечивает стабилизацию и

управление продольным траекторным движением самолета в крейсерском полете по маршруту и во время предпосадочного маневра путем отклонения руля высоты при возникновении рассогласования между значениями текущего и заданного приращений нормальной перегрузки, причем заданное значение нормальной перегрузки определяется разностью между значениями заданной и текущей барометрической высоты.

Закон управления САУНny имеет следующий вид:

δСАУв нny = kωz ωz + k∆ny [∆ny −(∆ny )зад], (∆ny )зад = kϑ∆ny (∆ϑзад − ∆ϑ),

∆ϑзад =kϑH (Hзад − Н) (10.5)

где δСАУв Hny - автоматическое отклонение руля высоты от балансировочного положения САУНny ; ∆ny , (∆ny )зад - текущее и заданное значения приращения нормальной перегрузки; k∆ny - переда-

точный коэффициент по приращению нормальной перегрузки; ∆ϑ, ∆ϑзад - текущее и заданное значения приращения угла тангажа;

kϑ∆ny - передаточный коэффициент по приращению нормальной пере-

грузки к углу тангажа; Н, Нзад - текущее и заданное значения баро-

метрической высоты; kϑH - передаточный коэффициент по углу тангажа к барометрической высоте.

Функциональная схема САУНny аналогична функциональной

схеме САУH (см. рис. 10.1), но содержит еще датчик нормальной

перегрузки.

Профиль полета самолета может задаваться значениями нормального ускорения в каждой точке траектории.

Система автоматического управления нормальным ускорением

(САУа y ) обеспечивает стабилизацию и управление продольным

траекторным движением самолета в крейсерском полете по маршруту путем отклонения руля высоты при возникновении рассогласования между значениями текущего и заданного приращений нормальной перегрузки, причем заданная нормальная перегрузка определяется заданным нормальным ускорением:

δCвАУa y = kω z ωz +k∆n y (∆ny − ∆ny.зад),

(10.6)

(∆ny )зад = ka∆yn y ay. зад,

где δСАУв а y - автоматическое отклонение руля высоты от балан-

сировочного положения САУа y ; ay. зад - заданное значение нор-

мального ускорения; k∆yn y - передаточный коэффициент по прираще-

нию нормальной перегрузки к нормальному ускорению.

Управление движением. Качество работы САУH и ее влияние

на процесс управления продольным движением можно оценить по качеству переходных процессов управления высотой.

Рассмотрим процесс устранения отрицательного начального отклонения высоты ∆Н = (Н−Н0 ) с помощью САУH (рис. 10.3). В

начальный момент времени t0 самолет летит с постоянным углом

68	май 2003г.

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

атаки

Подъемная сила Y

уравновешивает силу тяжести само-

сигнала по углу тангажа привело бы к тому, что в течение всего време-

а0

ни устранения отклонения от заданной высоты САУH удерживала бы

лета

G .

Руль

высоты

находится в

балансировочном

положении

δв(t0 ) .

руль высоты в отклоненном в одну сторону положении. Тогда имело бы

место постепенное приращение подъемной силы, и траектория искрив-

Появление рассогласования по высоте ∆H в момент времени t1

лялась все время в одну сторону. При подходе к заданной высоте век-

начинает парировать САУH

отклонением руля высоты на отрица-

тор скорости был бы не в горизонтальном положении. Самолет проско-

чил бы заданную высоту, и процесс стабилизации высоты стал бы ко-

тельный угол δ

(t ) . Управляющий момент тангажа M

zδв

вызывает

лебательным и, может быть, неустойчивым. Таким образом, сигнал

угла тангажа в законе управления САУH служит для демпфирования

увеличение

угла

атаки

на величину

∆α(t1) , пропорциональную

траекторных колебаний самолета по высоте.

δв(t1) . В результате

подъемная сила увеличится на величину

На рис. 10.3 не показано изменение во времени скорости тангажа

∆Y (t ) ,

пропорциональную

∆α . Это сопровождается изменением

∆ωz и динамического момента демпфирования Mzωz , так как пере-

ходные процессы при стабилизации высоты полета протекают гораздо

угла тангажа. Под действием приращения подъемной силы вектор ско-

рости поворачивается в сторону опорной высоты и траектория полета

медленнее процессов стабилизации угла тангажа. Поэтому приращение

самолета искривляется, что выражается в изменении угла наклона тра-

скорости тангажа незначительно.

ектории ∆θ .

Изменение угла атаки вызывает появление статического момента Mz α , который в момент времени t2 уравновешивает управляющий

момент Mzδв . В результате суммарный момент тангажа Mz меняет

знак и приращение угла тангажа уменьшается, САУH постепенно возвращает руль высоты к исходному положению. В момент времени t3 , когда приращение угла тангажа ∆ϑ станет эквивалентно отклонению ∆H , руль высоты вернется в балансировочное положение δв(t3 ) = δB0 и самолет будет прямолинейно приближаться к опорной высоте H0 .

Вследствие уменьшения рассогласования ∆H САУH к моменту времени t4 отклоняет руль высоты в противоположную сторону на положительный угол δв(t4 ) . В результате значения угла атаки и

подъемной силы	становятся меньше	первоначальных значений
∆α(t4 ) < α0 и	∆Ya (t4 ) < Ya0 . Под	действием отрицательного

приращения подъемной силы вектор скорости поворачивается в горизонтальное положение, траектория самолета искривляется в обратном

направлении и приращение угла наклона траектории ∆θ начинает уменьшаться. САУH возвращает руль высоты в исходное балансиро-

вочное положение δв(t5 ) = δв0 , самолет выходит на исходный угол

атаки ∆α(t5 ) = α0 на опорной высоте H0 , а вектор скорости при-

нимает горизонтальное положение.

Как видно из графиков, процесс устранения начального отклонения H0 имеет плавный апериодический характер. Качество работы

САУH оценивается по времени окончания переходного процесса,

полному отсутствию или малой величине перерегулирования по высоте.

Как следует из изложенного, для плавного выхода самолета на заданную высоту принципиально необходимо отсутствие в законе управ-

ления САУH сигнала пропорционального углу тангажа. Отсутствие

Рассмотрим процесс устранения САУH с жесткой обратной связью в сервоприводе внешнего ступенчатого моментного возмущения Mzв . Этот процесс аналогичен уже рассмотренному в параграфе 9.1

процессу с участием автопилота угла тангажа и представлен на рис. 10.4.

Так как отклонение руля высоты пропорционально отклонению самолета от заданной высоты, то для сохранения в установившемся

режиме постоянного отклонения руля высоты (δСАУв н )уст , компенси-

рующего внешний возмущающий момент, необходимо иметь постоянное отклонение высоты ∆Нуст . Поэтому

			δ		ρV2 САУ		н )уст,
− (Mzδв )уст = Mzв = −mzв S ba					2	(δв	н )уст,
(δвСАУн )уст = kН∆Нуст .					2
(δвСАУн )уст = kН∆Нуст .
Тогда
∆Нуст = −	2		Mzв	.
∆Нуст = −	kH		mδzв S baρ V2	.
	kH		mδzв S baρ V2
Таким образом,		величина ∆Hуст является статической ошибкой

регулирования, возникающей под действием возмущающего момента Mzв . Поэтому САУH с законом управления (10.1) является статиче-

ской по отношению к внешнему ступенчатому возмущающему моменту тангажа. Для уменьшения величины статической ошибки необходимо

увеличивать передаточный коэффициент kH .

Рассмотрим процесс устранения САУH действия постоянного вертикального восходящего потока воздуха (рис. 10.5).

Первоначально самолет увеличивает угол атаки на величину ∆αw = Wy V0 . Самолет приобретает ускорение вверх по направле-

нию ветра и его центр масс также начинает следовать по направлению ветра. САУH отклоняет руль высоты вниз пропорционально возник-

шему рассогласованию ∆H . Это создает отрицательное приращение угла атаки и поворачивает вектор скорости самолета снова в горизонтальное положение. Одновременно происходит постепенное увеличение приращения угла тангажа. Вектор скорости будет стремиться принять горизонтальное положение. Приращение угла атаки становится равным нулю, а угол тангажа - равным приведенному к ветру углу

атаки с обратным знаком −∆αw . Изменение угла тангажа на величину

∆ϑуст = −∆αw приведет к появлению на выходе САУH сигнала,

который скомпенсируется сигналом отклонения высоты.

Статическая ошибка по высоте определяется следующим образом:

69	май 2003г.

Глава 10. УПРАВЛЕНИЕ ТРАЕКТОРНЫМ ДВИЖЕНИЕМ НА МАРШРУТЕ

(δСАУв н )уст = kϑ ∆ϑуст + kH ∆Hуст = 0,

∆ϑуст = −∆αw ,

или								Wy
∆Нуст =	kϑ		,	∆αw =	kϑ				.
	k	H			k	H		V

							0

Таким образом САУH с законом управления (10.1) является ста-

тической по отношению к ступенчатому вертикальному ветровому возмущению.

Если при попадании самолета в вертикальный поток ветра отключать сигнал, пропорциональный углу тангажа, а для демпфирования

использовать только сигнал, пропорциональный ∆H , то статической ошибки не будет. Другим способом устранения статической ошибки является пропускание сигнала угла тангажа через изодромный фильтр.

Особенности законов управления. Для дополнительного улуч-

шения демпфирования продольных траекторных колебаний в закон управления САУH включают сигнал, пропорциональный скорости

изменения высоты. Тогда закон управления (10.1) трансформируется следующим образом:

δСАУв Н = kωz ωz + kϑ ∆ϑ+kH∆H + kH∆H , (10.7)

где kн - передаточный коэффициент по скорости изменения высоты.

Обычно сигнал пропорциональный ∆Н, получают дифференцированием сигнала ∆Н в вычислителе САУH . Использование для

этой цели вариометров, как датчиков вертикальной скорости, распространение не получило вследствие их невысокой точности, надежности и значительного времени запаздывания.

Для устранения статической ошибки применяют изодромную обратную связь в сервоприводе или вводят в правую часть закона управления сигнал, пропорциональный интегралу отклонения высоты.

Закон управления САУH с изодромной обратной связью в сервоприводе имеет вид

где k∫H - передаточный коэффициент по интегралу рассогласо-

вания высоты.

Интегральная составляющая закона управления (10.7) получается пропусканием сигнала ∆H через электромеханический интегрирую-

щий привод с передаточной функцией Wип(p) = k	∫H	p .
	∫H

Структурная схема аналоговой электрогидравлической САУH с

ПИД - управлением представлена на рис. 10.7.

Если поделить левую и правую части закона управления (10.7) на Ти р(Ти р+1) , можно увидеть почти полную эквивалентность этого

закона закону управления (10.6) с точностью до составляющей ∆Н. Поэтому реакция той и другой САУH на внешний ступенчатый мо-

мент тангажа будет почти одинаковой. Так работает система АБСУ154.

С переходом на непосредственное автоматическое управление продольным движением центра масс самолета управление высотой стремятся осуществить через контур нормальной перегрузки. Тогда

δСАУв н = kωz ωz + k∆ny (∆ny −(∆ny )зад) , (10.11) (∆ny )зад = kH∆ny (Hзад −H) − kϑ ∆ϑ ,

где kH∆ny - передаточный коэффициент по высоте в контуре нор-

мальной перегрузки.

Tи р

δСАУН = k

ω + k

Ти р

∆ϑ+ k

∆H . (10.8)

Ти р+1

Изодромное звено реализуется с помощью электромеханизма со-

гласования. По сигналу обратной связи это происходит как в автопило-

Цифроаналоговые системы автоматического управления. Та-

те угла тангажа. По сигналу угла тангажа реализуется тот же принцип.

кая система (рис. 10.8) аналоговый электрогидравлический сервопри-

На входе сумматора сервопривода подаются два сигнала. Один сигнал

вод. Датчиком высотно-скоростных параметров движения самолета

пропорционален отклонению текущего угла тангажа от опорного ∆ϑ ,

является цифровая система воздушных сигналов СВС, вырабатываю-

а второй сигнал

∆ϑ пропущен через электромеханизм согласования с

щая в виде последовательного биполярного кода сигнал, пропорцио-

передаточной функцией апериодического звена и взят с обратным зна-

нальный Н. Датчик параметров продольного короткопериодического

движения самолета - инерциальная навигационная система ИНС, выра-

ком:

Ти р

батывающая в виде последовательного биполярного кода сигналы,

∆ϑ−

∆ϑ =

∆ϑ.

(10.9)

пропорциональные ωz , ϑ, γ, ∆ny , Vy , ay .

Ти р+1

Эти сигналы, а так же сигналы и разовые команды от других дат-

Структурная схема аналоговой электромеханической САУH с

чиков и систем принимает цифровой блок вычислителя управления

изодромной обратной связью в сервоприводе представлена на рис. 10.6.

полетом БВУП. Значение заданной высоты формируется пилотом с

пульта управления ПУ. В блоке БВУП осуществляется обнуление и

Так реализуется режим стабилизации барометрической высоты в сис-

запоминание текущего значения барометрической высоты в режиме

темах САУ-62 и САУ-86.

рассогласования, а также формируется аналоговый управляющий сиг-

нал uσ

на вход сервопривода в режимах стабилизации и управления

высотой.

Закон управления

САУH , реализующей принцип ПИД - управ-

ления, имеет следующий вид:

k∫H

Закон управления аналоговой САУ в режиме стабилизации и

Ти р

САУ

управления барометрической высотой выглядит следующим образом:

= k

ω + k

∆ϑ+ k

∆H +

∆Н+

∆H ,

Ти

р+1

(10.10)

70	май 2003г.

<<< < Предыдущая 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 1213 / 1813 14 15 16 17 18 > Следующая >>>

Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]

#
22.03.2016513.22 Кб17УР курсовик заочники 2008.pdf
#
08.02.20153.43 Mб16Устав ЛетяГА.doc
#
22.03.2016528.9 Кб27Учеб пособ АиУ ч 1.doc
#
20.08.20194.02 Mб24учебник по русскому_0.doc
#
01.03.20253.04 Mб4Учебник (1).doc
#
22.03.20169.51 Mб389учебник Кузнецова 2003.pdf
#
22.03.201618.82 Mб191Учебник по ВС.DOC
#
21.04.2019710.14 Кб14Учебник по ФИЛОСОФИи ТЕХНИКИ.doc
#
01.04.20252.85 Mб2Учебное пособие КМЗИ ч1 СКС.doc
#
01.04.20252.71 Mб2Учебное пособие КМЗИ ч2 АСКС.doc
#
22.03.2016953.99 Кб82Учебное пособие. Инновационный менеджмент.2007.pdf