Добавил:

Upload Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.

Вуз:

Московский государственный технический университет гражданской авиации

Предмет:

[НЕСОРТИРОВАННОЕ]

Файл:

учебник Кузнецова 2003

.pdf

Скачиваний:

428

Добавлен:

22.03.2016

Размер:

9.51 Mб

Скачать

☆

<<< < Предыдущая 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 1516 / 1816 17 18 > Следующая >>>

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

законов управления. Рассмотрим особенности формирования законов

циональный среднему углу наклона глиссады ( θгл 3°). Это позволя-

управления СТУ с учетом действия помех. В продольном движении,

ет значительно улучшить переходные процессы в начале снижения

как и в боковом, помехи, лежащие в высокочастотной области спектра,

не представляют большой опасности для управления вследствие инер-

самолета по глиссаде. Для того чтобы постоянный сигнал θгл

не спо-

ционности самолета. Эти помехи отрицательно влияют на режим рабо-

собствовал появлению статических ошибок, его пропускают через изо-

ты контура сервопривода и затрудняют пилотирование по командной

дромный фильтр:

стрелке. Для подавления помех на выходе ГРП устанавливают аперио-

kф

εг

Tф2p

Tф3p

дические фильтры с постоянной времени

Tгрп = 0,1÷0,3c . Однако

зад

г ε

(ϑ+θ

гл

)]

T p +

p +1

этого недостаточно и дополнительные фильтры с постоянной времени

ф2

ф3

(11.23)

Tф = 0,5 ÷2,5c вводят также в закон управления СТУ:

Полученное выражение для ϑзад

kф

[kϑεг

εг + kϑεг εг ] . (11.19)

(11.23) можно теперь использо-

ϑзад =

вать в законе управления командной стрелкой (11.17). Астатизм управ-

Tфp +1

ления по тангажу обеспечивается пилотом, обладающим интегрирую-

Для дополнительной фильтрации помех в сигнале производной

щими свойствами. Сложнее дело обстоит с обеспечением астатизма в

режиме автоматического управления. Пусть сигнал ϑзад формируется

εг вводят фильтр с постоянной времени Tф2 :

в простейшем виде. Тогда для обеспечения δв

= 0 в установившемся

kф

режиме

ϑзад =

T p +1[kϑ

εг + T

+1 kϑ εг ] . (11.20)

εг

ф2

ϑуст − kϑ (εг )уст

= 0 ,

Сигнал εг можно получить лишь путем дифференцирования сиг-

т.е. будет иметь место статическая ошибка

нала εг , что приводит к трансформации закона:

(εг )уст =

ϑуст ,

ϑзад =

kф

[kϑεг

εг

Tф2p

kϑεг εг ] . (11.21)

kϑεг

Tфp +1

Tф2p +1

которая может быть лишь уменьшена выбором большого значения

Вместе с дифференцированием сигнала εг

дифференцируется и

передаточного коэффициента kϑεг .

высокочастотная составляющая помехи,

содержащаяся в нем εf , что

Для борьбы с этим явлением сигнал текущего угла тангажа про-

пускают через изодромный фильтр:

существенно понижает помехозащищенность закона управления.

∆ϑ =

Tиp

ϑ−ϑзад .

Вместо сигнала

pεг

в законе управления в принципе может ис-

Tиp +1

пользоваться сигнал

p∆H , не содержащий высокочастотной помехи.

Тогда для обеспечения

δв = 0

в установившемся режиме при

Однако получение этого сигнала связано с рядом трудностей. Так, наи-

р=0:

более распространенные измерители вертикальной скорости - варио-

Tиp

метры - обладают значительным запаздыванием.

lim{

ϑ− k

εг ε

}

→ 0 .

В первом приближении можно полагать, что вариометр имеет пе-

редаточную функцию апериодического звена с постоянной времени τ,

p→0

T p

определяемой параметрами капилляра. Другой способ получения сиг-

Таким образом, закон управления САУεг

имеет вид

нала p∆H основывается на принципе интегрирования вертикального

T p

kф

ускорения. Однако этот способ не обладает высокой точностью.

δв

= kω

ωz + kϑ{

ϑ−

Tиp

Tфp +1

Поэтому существуют варианты законов управления СТУ с ком-

плексным использованием информации от этих двух датчиков. При

Tф2p

Tф3p

этом сигнал p∆H пропускается через фильтр с постоянной времени τ

εг

(ϑ+θ

гл

)]} . (11.24)

p +

p +1

p∆H

τp ∆H = p∆H .

ф2

ф3

Цифроаналоговые СДУ и САУ.

В состав системы входят (рис.

τp +1

11.9)

датчики скорости тангажа

ωz ,

угла тангажа ϑ нормального

Введенный в закон управления (11.21) апериодический фильтр

ускорения ay ,

продольной и нормальной составляющих скорости Vx

вносит запаздывание с постоянной времени Tф2 . Методы компенса-

ции, применяемые в продольных каналах СТУ, основываются на ис-

бесплатформенная

инерциальная

навигационная

система

пользовании фильтров, как и в боковом канале СТУ.

БИНС, датчик углового отклонения от равносигнальной линии глисса-

Так, для компенсации запаздывания

сигнала производной pεг

ды

εг

радиотехническая система инструментальной посадки РТС

необходимо на вход фильтра подать сигнал, пропорциональный произ-

СП/ILS, датчик углового отклонения от глиссады ∆θг

и дальности до

водной следующего порядка

p2εг , либо

p2∆H . Воспользуемся ки-

нематическим соотношением p∆H = V(ϑ−α) . Тогда при V = const

глиссадного радиомаяка

Dгрм

- радиотехническая система микровол-

новой посадки РТС MLS; датчик истинной высоты Ни

- радиовысото-

∆H

ϑ .

мер РВ, датчик отклонения закрылков

δзак

ДОЗ, вычислительный

Ta p +1

Таким образом, для получения сигнала, пропорционального вто-

блок управления полетом БВУП,

сервопривод руля высоты СПδв и

рой производной отклонения от глиссады, необходимо продифферен-

индикатор положения самолета на глиссаде - система электронной

цировать сигнал тангажа и пропустить его через фильтр с постоянной

индикации СЭИ.

времени Tф3 = Ta

Режим автоматического управления заходом на посадку включает

kф

Tф2p

Tф3p

три фазы: подготовка глиссады, выход на глиссаду и стабилизация

глиссады. Существуют две принципиальные возможности подготовки

ϑзад =

[kϑг

εг +

kϑг

εг +

ϑ] . (11.22)

глиссады и выхода на глиссаду. Первая возможность предусматривает

T p +1

p +1

ф2

ф3

выдачу команды «Захват глиссады» после пересечения равносигналь-

Для повышения точности стабилизации самолета на глиссаде при-

ной линии глиссады. Однако в этом случае возможны значительные

бегают к компенсации возмущений, вызываемых изменением угла

перерегулирования и вертикальная скорость. Чтобы избавиться от этого

наклона траектории при переходе от горизонтального полета к сниже-

недостатка, формируют команду «Захват глиссады» до пересечения

нию. Для этого в момент «захвата» глиссады вводится сигнал, пропор-

равносигнальной линии глиссады.

Скорость отклонения самолета от равносигнальной линии глисса-

май 2003г.

Глава 11. УПРАВЛЕНИЕ ТРАЕКТОРНЫМ ДВИЖЕНИЕМ ПРИ ЗАХОДЕ НА ПОСАДКУ

ды εг может быть получена либо дифференцированием εг , либо с использованием информации о скорости Vx , высоте Hи , угле накло-

на глиссады θг и крутизне радио тракта маяк-приемник Sг :

εг =	SгVx tg(θгл −0,5)tgθ	.
	2Hиtgθгл(θ−0,5)

Условия включения фазы стабилизации глиссады следующие:

εг ≤ εг1, Vy −(Vy )расч ≤ ∆Vy , (Vy )расч = θ57,3гVx ≤ (Vy )расч ,

где ∆Vy , (Vy )расч заданные значения отклонения текущего

значения вертикальной скорости от расчетного значения и расчетное значение вертикальной скорости.

В основу алгоритмов управления в режимах автоматического и директорного захода на посадку положен принцип комплексирования, заключающийся в совместном использовании датчиков пилотажнонавигационной информации, спектры ошибок которых лежат в различных частотных диапазонах. Так, сигнал с инструментальной системы посадки содержит высокочастотный шум, но имеет небольшую ошибку смещения и не подвержен дрейфу. С другой стороны, сигнал с БИНС не имеет высокочастотного шума, но подвержен дрейфу и может иметь ошибку смещения. Совместное использование этих сигналов позволяет получить скорректированный сигнал, обладающий лучшими характеристиками, чем любой из отдельно взятых сигналов.

Структурная схема формирования заданных значении приращения угла тангажа в режимах ДЗП и АЗП представлена на рис. 11.10.

Сигнал ∆ϑay формируется путем пропускания сигнала ay с

БИНС через два фильтра. Первый фильтр с достаточно большой постоянной времени Tay обеспечивает исключение погрешности измерения

By. Второй фильтр с постоянными времени Tф1 и Tф2 предназначен

для ограничения частот, характерных для короткопериодического движения

a	Ta	p	T	p +1
		y	ф1
∆ϑ y =					ay .
	T p +1 T			p +1
	ay		ф2

Сигнал ∆ϑaзадy формируется из двух сигналов

ay	зад	,
∆ϑзад = σV	+σV	,
y	y

где σVy - сигнал разности между оценкой текущей вертикальной

скорости и расчетным значением этого параметра; σзад -сигнал задан-

ного изменения вертикальной скорости.

Оценка текущей вертикальной скорости формируется в комплексирующем фильтре на основании информации о мгновенном значении этого отклонения и вертикального ускорения:


	TVy1 p +1		Tay p			1
Н = (		V +			kфay )
Н = (	T p +1	V +	T p +1		kфay )	T	p +1
	V		a	y		ф3
	y1			y

Сигнал разности

σVy = kVy (H − kVx Vx ) .

Сигнал σзад формируется из двух сигналов:

σзад = σ	+σ		∫∆Hг
Vy	∆Hг
где σ∆Hг	- сигнал линейного отклонения от равносигнальной ли-
нии глиссады;	σ∫∆Hг	- сигнал интеграла отклонения.

Сигнал σ∆Hг формируется в результате нелинейной обработки сигнала εг , обеспечивающей с помощью элемента Fεг помехозащи-

щенность при наличии интенсивных искривлений линии глиссады. Затем ограниченный сигнал Fεг εг поступает на множительное уст-

ройство (аттенюатор), где по сигналу Hи с радиовысотомера происхо-

дит уменьшение коэффициента усиления сигнала εг по мере прибли-

жения к ВПП. Выходной сигнал ∆HгILS пропорционален линейному отклонению от равносигнальной линии глиссады. В режиме захода по MLS сигнал ∆HгMLS формируется на основе сигналов ∆θг , Dгрм и

Hи .

Дальнейшая фильтрация помех в сигнале ∆Hг осуществляется с

помощью комплексирующего фильтра первого порядка. Фильтр реализован в виде интегрирующего устройства, охваченного жесткой обратной связью. В течение первых 10 с после захвата глиссады коэффици-

ент усиления в прямой цепи фильтра равен 1T	, а сам фильтр пред-
c2

ставляет собой апериодическое звено. Затем постоянная времени уве-

личивается, а коэффициент усиления 1Tc2 уменьшается.

Запаздывание, вносимое в полезную составляющую сигнала ∆Hг компенсируется за счет подключения на второй вход комплексирующе-

го фильтра сигнала (H − kVx Vx ) :

					1
σ∆H		= Fε [∆Hг + (H − kV		Vx )]	Tcp +1	.
	г	г	x		Tcp +1
	г	г	x
Сигнал		σ∫∆Hг	вводится для удержания самолета на линии глис-

сады в случае отклонения угла наклона глиссады от расчетного значения и погрешностей измерения вертикальной и путевой скоростей:

σ∫∆Hг = k∫∆Hг 1p ∆Hг .

Окончательно для режима АЗП

∆ϑАЗПзад = kАЗП(∆ϑay − ∆ϑaзадy ) .

Для режима ДЗП

ДЗП		kДЗП	ay	ay
∆ϑзад	=		(∆ϑ	− ∆ϑзад) .
		TДЗПp +1

94	май 2003г.

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

Сигнал ∆ϑАЗПзад подается в точку 1 структурной схемы автопило-

та угла тангажа, представленной на рис. 9.14. Сигнал ∆ϑДЗПзад выдается

вСЭИ.

11.2.2.Моделирование управления продольным траекторным

движением

Для исследования динамики процессов автоматического управления заходом на посадку в вертикальной плоскости воспользуемся моделью продольного траекторного движения (3.25) и (3.26). При этом вме-

сто кинематического уравнения движения относительно высоты ∆Н применим кинематическое уравнение относительно углового отклоне-

ния ∆εг с учетом того, что

∆Н = Dгрм sin ∆εг Dгрм∆εг .

Тогда

∆εг (t) = aεг ,α∆α+ aεг ,ϑ∆ϑ ,

где aεг ,α = aH,α / Dгрм, aεг ,ϑ = aH,ϑ / Dгрм .

Математическая модель замкнутой системы «самолет - САУεг » при наличии внешних возмущений принимает следующий вид:

xпт (t) = Aптxпт(t) + Bпту uпту (t) +Bптв uптв (t) , (11.25) yпт (t) = xпт(t) , (11.26)

uпту (t) = ∆δСАУв εг (t) , (11.27)

δСАУв εг (t) = DСАУпт εг yпт(t) , (11.28)

где

				∆ω				(t)
						z
x	пт	(t) =			∆α(t)					,
	пт				∆ϑ(t)
					∆ϑ(t)
					∆ε	г		(t)
						г
	aω ,ω				aω ,α						0
		z	z					z
Aпт	aα,ω				aα,α						0
	=		z
	=							0			0
	aϑ,ωz							0			0
		0			a		εг ,α			a	εг ,ϑ
							εг ,α				εг ,ϑ
DптСАУεг			=[kω						0		kϑ
					z
Bптв	= Bпктв .

0				aω ,δ
					z	в
0					0
0	,	y	=		0		,
	,	Bпт	=		0		,
0					0
					0
					0
0
kϑ kϑεг ] ,				uптв		(t) = uпктв (t) ,

Получим матрицу передаточных функций по параметрам продольного движения на внешние возмущения

Wптв (p) = Yптв (p) =

Uпт (p)

(Ip − Aпт −Bпту DптСАУεг )−1Bпктв = ФСАУпт εг (p)Bптв ,

где ФСАУпт εг (p) - переходная матрица состояния по параметрам продольного движения самолета с САУεг .

11.3. АВТОМАТИЧЕСКАЯ СТАБИЛИЗАЦИЯ СКОРОСТИ И УПРАВЛЕНИЕ СКОРОСТЬЮ ПОЛЕТА

11.3.1. Автоматы тяги

Принцип действия. На этапах захода на посадку и посадки важное значение приобретает задача стабилизации скорости. Это связано с тем, что существенное изменение конфигурации самолета (выпуск шасси, закрылков, интерцепторов и т.д.) приводит к изменению аэродинамических силы лобового сопротивления и подъемной силы. Это в свою очередь вызывает отклонение скорости полета от заданной. Стремление снизить заданную посадочную скорость для уменьшения

длины пробега ухудшает устойчивость и управляемость самолета. Уменьшение скорости полета под действием внешних возмущений усложняет пилотирование и может вывести самолет на критические углы атаки. Поэтому на этапах захода на посадку и посадки стабилизация и управление скоростью полета осуществляются непосредственным воздействием на тягу двигателей. Это объясняется большей точностью и большим быстродействием контура управления скоростью путем изменения тяги по сравнению с контуром управления скоростью путем отклонения руля высоты.

При ручном пилотировании во время захода на посадку задачу стабилизации и управления скоростью решает пилот. Он наблюдает за изменением скорости по указателю и, воздействуя на рычаги управления двигателями, изменяет тягу, чтобы самолет удерживал требуемую скорость или изменял ее соответствующим образом. Автомат тяги служит для освобождения пилота от решения этой задачи.

Автомат тяги (АТ) - средство автоматического управления, обеспечивающее стабилизацию и управление продольным движением самолета на этапах захода на посадку и посадки путем изменения тяги двигателей при возникновении рассогласования между значениями текущей и заданной скорости.

Простейший AT реализует следующий закон управления рычагами управления двигателей (РУД):

pδАТ	= k	(V − V) , (11.29)
РУД		∆V зад

где δАТРУД - автоматическое отклонение рычагов управления дви-

гателями от балансировочного положения с помощью AT; V, Vзад -

соответственно текущее и заданное значения скорости; k∆V - переда-

точный коэффициент по скорости, определяющий, на сколько градусов в секунду должна измениться скорость перемещения РУД при возникновении рассогласования между значениями текущей и заданной скорости в 1 км/ч.

Другими словами, скорость перемещения РУД пропорциональна рассогласованию между текущей и заданной скоростью полета. Как видно из закона управления (11.29), сервопривод AT имеет скоростную обратную связь. Исполнительный механизм сервопривода включается по параллельной схеме в прямую систему управления двигателями. Совместное управление тягой со стороны пилота и AT исключается. При воздействии пилота на РУД AT выключается и освобождает механическую проводку управления двигателями. Сервоприводы AT выполняются, как правило, электромеханическими.

Рассмотрим функциональную схему аналогового электромехани-

ческого AT (рис. 11.11).

В состав AT входят задатчик скорости ЗС, датчик рассогласования между значениями текущей и заданной скорости - указатель скорости с индексом УС-И, вычислитель В и сервопривод рычагов управления

двигателями СПδРУД с исполнительным механизмом автомата тяги

ИМАТ. Вычислитель и сумматор сервопривода объединены в электронный блок вычислителя автомата тяги ВАТ. Указатель скорости УС- И отличается от обычного электромеханического указателя скорости тем, что наряду со стрелкой, показывающей значение текущей приборной скорости, в нем имеется индекс заданной приборной скорости, управляемый пилотом с помощью задатчика скорости ЗС.

Стрелка указателя УС-И связана с ротором бесконтактного синус- но-косинусного трансформатора (БСКТ). Индекс указателя связан с ротором синусно-косинусного трансформатора (СКТ). Статорные обмотки СКТ и БСКТ соединены между собой. Роторная обмотка СКТ запитана напряжением переменного тока, а с роторной обмотки БСКТ

снимается сигнал переменного тока u∆V , фаза которого пропорцио-

нальна рассогласованию между положением индекса и стрелки. Этот сигнал меняется либо вследствие изменения положения стрелки и как следствие согласованного вращения ротора БСКТ, либо вследствие отработки двигателем следящей системы индекса с одновременной отработкой ротора СКТ.

95	май 2003г.

Глава 11. УПРАВЛЕНИЕ ТРАЕКТОРНЫМ ДВИЖЕНИЕМ ПРИ ЗАХОДЕ НА ПОСАДКУ

AT работает в четырех режимах: согласования, стабилизации, управления скоростью и «Уход». В режиме согласования в указателе скорости УС-И происходит непрерывное «обнуление» сигнала текущей скорости с помощью электромеханической следящей системы. В момент подачи питания на указатель индекс заданной скорости перемещается в направлении положения стрелки текущей скорости. Когда индекс установится напротив стрелки, сигнал с БСКТ станет равным нулю и AT готов к работе. Сервопривод AT в это время не имеет жесткого зацепления с механической проводкой управления двигателями. Таким образом происходит запоминание текущей скорости и обеспечивается подготовка AT к безударному включению для стабилизации скорости.

При включении режима стабилизации скорости следящая система указателя скорости размыкается и формируется сигнал разности иду

между опорным значением скорости V0 , которую имел самолет в

момент включения режима стабилизации, и значением текущей скорости. Индекс при этом остается неподвижным и под действием внешних возмущений отклонение от опорной скорости воспринимается AT как

рассогласование, которое необходимо парировать. Сигнал u∆V посту-

пает на вход вычислителя В, где формируется сигнал uв , пропорцио-

нальный u∆V . Сервопривод преобразует этот сигнал в перемещение рычагов ИMAT δАТРУД . С тахогенератора ТГ на вход сумматора серво-

привода поступает сигнал скоростной обратной связи uсос , пропор-

циональный скорости отработки рычагов ИМАТ.

Таким образом, скорость отработки рычагов ИМAT будет пропорциональна рассогласованию ∆V = V0 − V . Сервопривод будет отра-

батывать РУД до тех пор, пока тяга двигателей не увеличится (уменьшится) настолько, что скорость самолета примет заданное значение и стрелка указателя УС-И вернется к индексу.

В режиме управления скоростью пилот, воздействуя на индекс указателя УС-И с помощью задатчика, устанавливает заданную ско-

рость. В результате в УС-И формируется сигнал u∆V , пропорциональ-

ный ∆V = Vзад − V , который отрабатывается сервоприводом так же,

как рассогласование ∆V = V0 − V .

В режиме «Уход» датчик УС-И отключается от вычислителя. Управляющий сигнал uв формируется вычислителем независимо от

параметров положения и движения самолета таким образом, что сервопривод плавно с постоянной скоростью перемещает РУД во взлетное положение.

Исполнительный механизм ИМAT, кроме двигателя-генератора, включает редуктор, муфты сцепления и предельного момента, а также предохранительную муфту. Муфта сцепления соединяет двигательгенератор с редуктором. Предохранительная муфта устанавливается на входном валу механизма и обеспечивает возможность управления двигателем при заклинивании муфты предельного момента или шестерен редуктора. Приложив соответствующее усилие к РУД, пилот может «пересилить» AT и установить РУД в желаемое положение. Рабочий диапазон перемещения рычагов ИМAT ограничен концевыми выключателями.

Управление движением и особенности законов управления.

Качество работы AT и ее влияние на процесс управления продольным движением оцениваются по качеству переходных процессов управления скоростью.

Рассмотрим процесс устранения начального отклонения скорости ∆V = V0 − V (рис. 11.12) с помощью AT с законом управления (11.29). Появление рассогласования по скорости ∆V в момент времени t1 начинает парироваться AT перемещением РУД со скоростью

pδАТРУД . Поначалу будем предполагать, что стабилизация скорости с

помощью AT происходит во время предпосадочного маневра, когда САУН стабилизирует высоту и угол наклона траектории воздействием на руль высоты. Тогда изменения углов атаки и тангажа парируются САУН.

В результате изменения тяги двигателей будет изменяться скорость самолета и в момент времени t2 рассогласование ∆V станет равным нулю. Однако вследствие инерционности двигателей и самолета производная ∆V будет присутствовать. Поэтому самолет «проско-

чит» опорное значение скорости. Это вызовет изменение знака ∆V и

отработку РУД в обратную сторону.

Для демпфирования колебаний самолета по скорости в закон управления AT должен обязательно включаться сигнал, пропорцио-

нальный ∆V .

Достаточно точного и надежного датчика этого сигнала на экс-

плуатируемых ВС нет,

поэтому приходится

использовать операцию

∆V . Тогда закон

дифференцирования,

заменяя ∆V

на

p +1

управления AT принимает следующий вид:

pδАТ = k

∆

− V) +k

∆V , (11.30)

РУД

зад

V T

где kV , TV -соответственно передаточный коэффициент по воз-

душному ускорению и постоянная времени изодромного фильтра. Тогда в начале устранения рассогласования ∆V благодаря нали-

чию сигнала, пропорционального ∆V , AT увеличит скорость отработ-

ки РУД, а затем притормозит. Это обеспечит плавный апериодический выход самолета на заданную скорость, как это показано на рис. 11.12.

Однако, как известно, изменение скорости полета самолета вызывает изменение углов тангажа и атаки, что в свою очередь приводит к изменению скорости. При рассмотрении принципа действия САУV было обращено внимание на связь между колебаниями угла тангажа и скорости. Причем изменение угла тангажа опережает изменение скорости, так как носит короткопериодический характер. Поэтому процесс

устранения начального отклонения ∆V с помощью AT принимает более сложный характер. Для демпфирования колебаний самолета по скорости в закон управления AT включается сигнал, пропорциональный приращению угла тангажа.

Так как сервопривод AT охвачен скоростной обратной связью, вместо сигнала ∆ϑ необходимо использовать его производную pϑ .

Тогда хорошее демпфирование колебаний самолета по скорости будет осуществлять AT со следующим законом управления:

pδАТ = k

T p

∆

(V − V) +k

ϑ+

∆V ,

РУД

зад

ϑ T p

V T

(11.31)

где kϑ

Tϑ

- соответственно передаточный коэффициент по

скорости изменения угла тангажа и постоянная времени изодромного фильтра.

Существенной проблемой в достижении требуемой точности управления скоростью является наличие высокочастотной составляю-

щей помехи fV в сигнале ∆V с УС-И. Для подавления помехи сигнал ∆V пропускается через апериодический фильтр с постоянной времени TV . Тогда удается уменьшить влияние пульсации скоростного напора

из-за атмосферной турбулентности и закон управления (11.30) принимает вид

pδАТ =	1						T		p
		[k	∆	(V − V) + k				V		∆V] . (11.32)
		[k		(V − V) + k						∆V] . (11.32)
РУД	T p +1			V зад				p	+1
РУД	T p +1			V зад	V T			p	+1
	V
	V					V

Однако введение фильтра вносит запаздывание в процесс управления, что особенно нежелательно в сравнительно быстродействующем контуре управления скоростью через тягу двигателя. Для борьбы с

96	май 2003г.

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

запаздыванием используется метод операционного сглаживания. Метод реализуется с помощью апериодического фильтра с постоянной време-

ни TV , на который наряду с зашумленным сигналом ( ∆V + fV ) пода-

ется незашумленный сигнал производной TV p∆V . Тогда на выходе

фильтра будем иметь полезный сигнал ∆V без временной задержки и подавленную помеху:

(∆V + fV ) TVp1 +1 + TVp∆V TV p1 +1 =

(TV p +1)∆V + fV

= ∆V +

. (11.33)

T p +1

Цифроаналоговые автоматы тяги. Общим недостатком совре-

Однако проблемой является получение незашумленного сигнала

менных аналоговых автоматов тяги является их неблагоприятное влия-

производной p∆V .

ние на двигатели, выражающееся в слишком большом числе управ-

Использование для этой цели производной ∆V ,

ляющих воздействий и приводящее к их преждевременному износу.

присутствующей в законе управления (11.32), не годится, так как она

Это объясняется тем, что регулирование сравнительно медленного

сама содержит те же высокочастотные помехи, усиленные операцией

контура скорости осуществляется через быстрый в управлении двига-

дифференцирования. Поэтому целесообразно для этого использовать

тель. Современные цифро-аналоговые автоматы тяги позволяют

сигнал-аналог производной

p∆V с датчиков другой физической при-

уменьшить число воздействий на двигатели и повысить качество

роды с другим спектром помех.

управления скоростью.

В современных AT в качестве таких датчиков используются пру-

В цифроаналоговом AT (рис. 11.14) управление может вестись в

жинный акселерометр и гировертикаль. Так как корпус акселерометра

различных режимах: в крейсерском полете - по сигналам навигацион-

жестко скреплен с самолетом, он измеряет проекцию вектора перегруз-

ного вычислителя - вычислительной системы самолетовождения ВСС.

ки nG на связанную ось OX n

, которая связана с проекцией вектора

При этом реализуются режимы стабилизации и управления скоростью

= nxg . В прямолинейном полете про-

или числом М полета, вертикальной навигации, стабилизации и управ-

ускорения на связанную ось

ления вертикальной скоростью, выхода на заданный эшелон.

екция вектора ускорения на скоростную ось

OXa

jxa

следующим

При заходе на посадку, посадке, а также в крейсерском полете при

отказе вычислительной системы самолетовождения управление ведется

образом определяется через

угол тангажа ϑ и ускорение свободно-

по сигналам вычислительной системы управления полетом ВСУП. При

го падения g :

этом реализуются режимы стабилизации и управления скоростью или

jxa jx −gsin ϑ jx −gϑ .

числом М полета, ухода на 2-й круг и «сброс газа». Сигналы, пропор-

В то же время

jxa

= p∆V .

Тогда вместо сигнала

p∆V можно

циональные заданным значениям скорости и числа М, подаются из

ВСС и ВСУП в вычислительный блок управления тягой БВУТ в виде

использовать разность сигналов g(nx −ϑ) . Закон управления AT при

последовательного биполярного кода.

этом принимает следующий вид:

pδАТ

∆V

− V) +T g(n

−ϑ)] . (11.34)

T p +1

РУД

зад

Аналогичные проблемы возникают с помехами в сигнале ∆V и

запаздыванием,

вносимым фильтром

1/(TV p +1)

при прохождении

через него сигнала ∆V в законе управления (11.32). Поэтому для уст-

ранения запаздывания и подавления помехи используется тот же метод.

В качестве датчиков текущих значений пилотажных параметров

Тогда закон управления принимает следующий вид:

pδАТ

T p

используются цифровая система воздушных сигналов СВС и инерци-

{[k

∆

][(V − V )

альная навигационная система ИНС. Эти системы выдают в БВУТ

T p +1

РУД

V T p +1

зад

сигналы, пропорциональные текущим значениям скорости, числа М,

перегрузки nx углов тангажа и крена. Кроме того, автомат тяги имеет

+TVg(nx −ϑ)]} . (11.35)

До сих пор мы рассматривали вопрос стабилизации скорости в го-

собственный режим стабилизации числа оборотов 2-й ступени ком-

ризонтальном полете. Проведя аналогичные рассуждения примени-

прессора. Информация о текущих оборотах 2-й ступени N2 поступает

тельно к полету по наклонной траектории, когда ∆θ ≠ 0 (снижение на

с электронного регулятора двигателей РЭД.

ВПП), - можно показать, что изменение угла наклона траектории при-

Стабилизация и управление скоростью или числом М осуществля-

водит к появлению статических ошибок, так как является возмущаю-

ется путем определения рассогласования между текущими и требуе-

щим фактором. Поэтому было бы целесообразно в закон управления

мыми значениями этих параметров и вычисления потребного количест-

AT включить составляющую,

пропорциональную

∆θ . Однако, как

ва оборотов компрессора высокого давления N2 . Воздействие на

известно, пока на борту ВС отсутствуют датчики такого сигнала. По-

двигатель осуществляется через два контура: грубый - аналоговый и

этому вместо сигнала ∆θ используют сигнал

∆ϑ ,

получаемый про-

точный - цифровой. Первый контур реализует воздействие через анало-

пусканием сигнала с гировертикали через изодромный фильтр с посто-

говый сервопривод СПδРУД на рычаги управления двигателями и

янной времени

Tϑ . С учетом интегрирующего сервопривода этот сиг-

электронный регулятор двигателя. Этот контур не позволяет с большой

нал необходимо еще раз продифференцировать. Тогда закон управле-

точностью выставить заданное число оборотов. Поэтому применяется

ния AT принимает следующий вид:

T p

цифровой корректирующий контур с непосредственным воздействием

pδАТ

на РЭД, т. е. AT сначала по грубому каналу перемещает РУД, а затем

{[k

∆

][(V

−V

) +

по точному каналу корректирует управление. Таким образом, контур

РУД

T p +1

V T

p +1

зад

управления через РУД является внешним и замыкается через двигатели

и динамику самолета, а контур управления через РЭД - внутренний и

Tϑp

+T g(n

−ϑ)]} + [kϑ + k

]

ϑ. (11.36)

замыкается только через двигатели.

p +

Аналоговый сервопривод AT состоит из электронного блока

ϑ T p

1 T

управления привода регулирования тяги (БУПРТ) и электромеханиче-

Структурная схема AT (рис. 11.13) реализует закон управления

ского регулятора тяги (МРТ). Кроме перечисленных сигналов БВУТ

(11.36).

получает разовые команды с концевых выключателей двигателей («Ма-

лый газ» и «Взлетный газ»), с концевиков секторов газа, от стоп-кранов

перекрытия топлива и концевых выключателей шасси.

май 2003г.

Глава 11. УПРАВЛЕНИЕ ТРАЕКТОРНЫМ ДВИЖЕНИЕМ ПРИ ЗАХОДЕ НА ПОСАДКУ

11.3.2. Моделирование управления скоростью

Рассмотрим модель продольного движения самолета по первичным параметрам (3.3). Дополним ее уравнением состояния двигателей, уравнениями выхода, входа и законом управления AT:

xп1(t) = Aп1xп1(t) +Bпу1uпу1(t) , (11.37)

yп1(t) = xп1(t) , (11.38)

uпу1(t) = ∆δАТРУД (t) , (11.39)

pδАТРУД (t) = DпАТ1 yп1(t) + EпАТ1 ∆Vзад(t) , (11.40)

САУV. Отсутствие статической ошибки обеспечивается интегральной составляющей управления.

	∆ω (t)			0
		z
		∆α(t)		0
xп1	(t) =	∆ϑ(t)	, Bпy1	= 0		,

		∆V(t)		0
		∆p(t)		ap,δ
					РУД

aω ,ω		aω ,α			0	aω ,V		aω ,p
	z z		z				z		z
aα,ω		aα,α			0	aα,V		aα,p
	z
			0		0		0		0	,
Aпкт = aϑ,ωz			0		0		0		0	,
	0	a	V,α	a	V,ϑ	a	V,V	a
			V,α		V,ϑ		V,V		V,p
	0		0		0		0	ap,p
	0		0		0		0	ap,p

DАТ = [0 0 kϑ/p k∆ /p 0] , EАТ = −k∆ .

п1 V п1 V

Получим вектор передаточных функций системы «самолет- двигатель-AT» по первичным параметрам продольного движения на управляющее воздействие по скорости

WАТ(p) =	Yп1(p)	=

п1	∆Vзад(p)

= (Ip − Aп1 −Bпу1DпАТ1 )−1Bпу1ЕпАТ1 = ФпАТ1 (p)Bпу1ЕпАТ1 .

Переходная матрица состояния по первичным параметрам продольного движения самолета при включенном AT

ФпАТ1 (p) = (Ip − Aп1 −Bпу1DпАТ1 )−1 = (φпАТ1 (p))−1

Определим матрицу ФпАТ1 (p) :

{φАТ(p)}

ФпАТ1 (p) =

п1

пр

φпАТ1 (p)

где {φАТ(p)} - присоединенная матрица.

п1

пр

Определитель матрицы

φпАТ1 (p)

(p −aω ,ω

)

−aω

,α

−aω ,V

−aω ,p

−aα,ω

(p −aα,α )

−aα,V

−aα,p

−aϑ ,ω

−aV,α

(p −aα,V )

−aV,p

ap,δРУД kϑ

ap,δРУД k∆V

(11.41)

Анализ определителя (11.41) показывает, что он имеет шестой порядок полинома по степеням р. Дальнейшие преобразования носят алгебраический характер и не представляют сложностей. Условия устойчивости получаются по критерию Рауса - Гурвица. Реакция на сту-

пенчатое управляющее воздействие ∆Vзад(p) = ∆Vзад / p определяется аналогично реакции на такое воздействие самолета, управляемого

98	май 2003г.

	В.Г.Воробьев, С.В.Кузнецов АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ САМОЛЕТОВ
Г л а в а 12	12.1. ДИРЕКТОРНОЕ И АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕ-
	НИЕ ВЗЛЕТОМ

УПРАВЛЕНИЕ ТРАЕКТОРНЫМ ДВИЖЕНИЕМ НА ВЗЛЕТЕ, ПРИ ПОСАДКЕ И УХОДЕ НА ВТОРОЙ КРУГ

Общая характеристика взлета. Процесс взлета включает разбег, отрыв самолета от земли и набор безопасной высоты (рис. 12.1).

	Взлет самолета - процесс неустановившегося движения, начиная с
	момента старта и кончая установлением нормальной полетной конфи-
	гурации и номинального режима работы двигателей.
	Взлет так же, как и посадка, является самым напряженным и от-
	ветственным этапом полета. Это объясняется скоротечностью процес-
	сов управления и дефицитом времени для выработки и реализации
	управляющих воздействий, необходимостью создания значительных
	управляющих воздействий в условиях возрастающей скорости движе-
	ния и близости земли, наличием больших возмущающих воздействий
	вследствие изменения конфигурации самолета и режима работы двига-
	телей, ограниченностью располагаемых дистанций разбега, продол-
	женного и прерванного взлета. Относительная частота летных проис-
	шествий на этапе взлета значительно превышает частоту происшествий
	на маршруте. Во многом безопасность взлета и регулярность полетов	На этапе разбега I происходит разгон самолета с прижатым к ВПП
	зависят и от метеоусловий: плохой видимости, сильного бокового вет-
		носовым колесом при сохранении постоянного положения самолета по
	ра, а также состояний взлетно-посадочной полосы.	отношению к набегающему воздушному потоку вплоть до достижения
	Для снижения неблагоприятного воздействия всех вышеперечис-
	Для снижения неблагоприятного воздействия всех вышеперечис-	скорости, при которой самолет сможет оторваться от земли. Разбег
	ленных факторов ставится задача автоматизации управления взлетом с	начинается с того, что пилот плавным движением РУД переводит дви-
	помощью систем директорного и автоматического управления взлетом.
		гатели на взлетный режим и отпускает тормоза колес. Основной зада-
	Этап автоматического выравнивания следует за этапом автомати-
		чей пилота или автоматики на этом этапе является выдерживание рав-
	ческого захода на посадку. При выравнивании задается определенная	ноускоренного движения самолета по ВПП и стабилизация самолета на
	траектория полета самолета, обеспечивающая постепенное по мере
	приближения к земле уменьшение вертикальной скорости снижения	осевой линии ВПП.
	самолета от скорости, соответствующей планированию по глиссаде, до	Этап II отрыва носового колеса от ВПП начинается с момента дос-
		тижения самолетом скорости отрыва VR и заканчивается отрывом
	заданной посадочной вертикальной скорости.
	Автоматическое выравнивание может производиться по «жест-	основных стоек шасси от ВПП. При этом пилот плавным непрерывным
	ким» или «свободным» траекториям. Предпочтение отдается «свобод-	движением колонки штурвала «на себя» отклоняет рули высоты вверх,
	ным» в связи с тем, что время выравнивания соизмеримо с временем	увеличивая углы атаки и тангажа самолета за счет превышения подъ-
	переходного процесса стабилизации самолета на заданной траектории.	емной силы над силой тяжести. Происходит интенсивное вращение
	Это приводит к тому, что все возмущения или начальные отклонения,	самолета вокруг поперечной оси в сторону кабрирования. Скорость и
	«уводящие» самолет с заданной траектории, не могут быть парированы	значение отклонения рулей высоты не должны быть слишком больши-
	за время процесса выравнивания, увеличивая и без того значительные	ми, чтобы предотвратить выход самолета на повышенные углы атаки и
	погрешности системы в силу изменения параметров полета из-за неста-	касание ВПП хвостовой частью фюзеляжа. Однако малые величина и
	ционарности режима. Кроме того, при необходимости возвращения	скорость отклонения рулей высоты также недопустимы вследствие
	самолета на «жесткую» траекторию выравнивания после случайного от	чрезмерного роста скорости движения самолета по ВПП и увеличения
	нее отклонения может потребоваться чрезмерное увеличение или	длины пробега.
	уменьшение пилотажных параметров (особенно угла атаки), которые в	Этап III набора минимальной высоты 10,7 м (по нормам ИКАО)
	этом режиме должны находиться в достаточно узких пределах.	начинается в момент отрыва самолета от ВПП. Этот этап может начи-
	Поэтому «свободные» траектории, основанные на реализации	наться и от момента поднятия носового колеса, если перевод самолета
	функции заданной вертикальной скорости от высоты полета с повы-	на взлетный угол атаки производится сразу же без выдерживания в
	шенным быстродействием, положены в основу принципа действия	положении «на двух точках». При этом самолет должен иметь скорость,
	систем автоматического управления выравниванием. В качестве управ-	превышающую скорость V на 15-20%.
	ляющей координаты при этом может использоваться как угол тангажа,	R
	так и вертикальная перегрузка. Но так как в момент приземления необ-	Этап IV набора высоты начинается с высоты 10,7 м и заканчивает-
	ходимо особенно внимательно контролировать угол тангажа, чтобы	ся на высоте 30 м. За это время скорость продолжает расти, убирается
	исключить посадку на переднюю стойку шасси, предпочтение в качест-	шасси, переставляется стабилизатор в новое балансировочное положе-
	ве координаты управления отдается углу тангажа.	ние.
	Автоматизация этапа выравнивания является необходимым усло-	Этап V набора высоты начинается с момента уборки шасси и за-
	вием автоматизации посадки самолета по категории IIIa ИКАО.	канчивается на высоте 120 м. За это время скорость самолета возраста-
	Уход самолета на второй круг - процесс неустановившегося дви-	ет до значения, необходимого для начала уборки закрылков. При этом
	жения, начиная с момента принятия пилотом решения об уходе и кон-	должен выдерживаться режим изменения скорости, угла наклона траек-
	чая набором безопасной высоты с установлением нормальной полетной	тории и вертикальной скорости из условия комфорта пассажиров.
	конфигурации и номинального режима работы двигателей.	Этап VI набора высоты начинается с момента достижения скоро-
	Основными причинами ухода на второй круг являются: отсутствие	сти, при которой можно убирать закрылки и предкрылки. Стабилизатор
	у пилота надежного визуального контакта с ВПП или огнями прибли-	устанавливается в полетное балансировочное положение, двигатели
	жения на высоте принятия решения, обнаружение пилотом значитель-	переводятся на номинальный режим работы.
	ных траекторных отклонений по курсу и глиссаде, не позволяющих	В процессе разбега пилот при необходимости может прекратить
	продолжать посадку.	взлет вследствие отказа двигателя. Для предотвращения выкатывания
	В ручном режиме управления самолетом пилот должен переста-	самолета за пределы ВПП производится экстренное торможение ревер-
	вить РУД в положения, соответствующие взлетному режиму и откло-	сированием тяги, тормозами колес и выпуском интерцепторов. Макси-
	нить рули высоты вверх взятием колонки штурвала «на себя». Если	мальная скорость на разбеге, при которой пилот может принять реше-
	ограничиться перестановкой РУД и осуществить уход с «закрепленны-	ние о прекращении взлета, называется критической скоростью приня-
	ми» рулями высоты, то траектория самолета будет слишком пологой и	тия решения. Если пилот обнаруживает отказ двигателя на скорости
	большая часть энергии двигателей будет расходоваться на разгон само-	больше критической, то взлет может быть только продолжен.
	лета, а не набор высоты. Поэтому применяется комбинированный спо-	Параметры этапов и траектории взлета в значительной мере зави-
	соб управления как через двигатели, так и через рули высоты.	сят от взлетных характеристик самолета и конкретных условий взлета.
	Жесткие требования по безопасности и точности управления са-	Особенно сильно влияют взлетная масса самолета, режим и число рабо-
	молетом при уходе на второй круг предопределили использование	тающих двигателей, температура и давление на аэродроме, положение
	автоматики для решения этой задачи.	механизации, скорость и направление ветра, состояние и уклон ВПП.
		При рассмотрении бокового движения самолета при взлете целе-
		сообразно выделить два этапа: разбег до скорости отрыва самолета от
		ВПП и воздушный участок взлета до высоты 400 м.

	101	май 2003г.

Глава 12. УПРАВЛЕНИЕ ТРАЕКТОРНЫМ ДВИЖЕНИЕМ ПРИ ВЗЛЕТЕ, ПОСАДКЕ И УХОДЕ НА ВТОРОЙ КРУГ

Задача экипажа в управлении боковым движением взлета заключается в удерживании самолета на оси ВПП либо путем воздействия на переднее колесо (при малой скорости) и на руль направления, кинематически связанным с рулевым колесом (при возросшей скорости), либо раздельным подтормаживанием колес основных стоек шасси. Пилот должен парировать внешние возмущения, действующие на самолет и не допустить выкатывания самолета за пределы ВПП. Такими внешними возмущениями являются боковой ветер, асимметрия тяги двигателей, асимметрия сил сопротивления качению колес и т. д.

При управлении боковым движением самолета на воздушном участке взлета необходимо стабилизировать путевой угол самолета, воздействуя на рули направления или элероны и не допуская значительных кренов.

Принцип действия систем директорного и автоматического управления продольным траекторным движением при взлете.

Управление продольным траекторным движением самолета при взлете производится пилотом визуально по наземным ориентирам и приборам. Наблюдая за ростом скорости движения самолета по ВПП по указателю скорости, пилот в нужный момент воздействует на колонку штурвала и отклоняет рули высоты таким образом, чтобы перевести самолет на кабрирование. Затем выдерживается требуемая траектория взлета с плавным увеличением скорости. Системы директорного и автоматического управления продольным взлетом служат для облегчения пилоту решения этой задачи.

Индикатор взлета (ИВ) обеспечивает автоматизацию этапов разбега и начала отрыва самолета от ВПП путем выдачи пилоту командного сигнала на подъем переднего колеса, если самолет достиг расчетной скорости, и командного сигнала на прекращение взлета, если самолет не сможет закончить разбег в пределах ВПП.

Свои командные сигналы ИВ выдает на табло «Подъем переднего колеса» и «Взлет запрещен» или соответствующие электронные инди-

каторы. Формирование сигнала σразр на разрешение взлета происхо-

дит в соответствии со следующей логикой:

0, V(t) < VR ,

σразр = 1, V(t) ≥ VR , (12.1)

где текущее значение скорости V(t) определяется однократным интегрированием продольной составляющей ускорения самолета

V(t) = ∫ax dτ .

Формирование сигнала на запрещение взлета производится в зависимости от пройденного самолетом по ВПП расстояния L(t):


0,	L(t) < L (t),
σразр =	(12.2)
1,	L(t) ≥ L (t).

Текущее значение пройденного расстояния L(t) определяется двукратным интегрированием продольной составляющей ускорения самолета

V(t) = ∫∫ax dτ1dτ2 .

Заданное значение пройденного расстояния L(t) предварительно получается решением системы уравнений продольного движения самолета при взлете. Кроме того, сигнал на запрещение взлета может быть выдан и до достижения критического значения параметра разбега в случае отказа одного из двигателей. При этом проверяется условие достаточности для торможения остатка ВПП, чтобы самолет не выкатился за торец концевой полосы безопасности. Если же остатка ВПП недостаточно, а скорость самолета позволяет продолжить и закончить разбег, то сигнал запрета не выдается.

Всостав индикатора взлета (рис. 12.2) входят датчик продольного линейного ускорения - инерциальная навигационная система ИНС, датчик воздушной скорости система воздушных сигналов СВС, пульт ввода параметров взлета ПВ, вычислитель индикатора взлета ВВ и система электронной индикации СЭИ.

Впостоянной памяти вычислителя хранятся аэродинамические параметры самолета, параметры двигателей, шасси и т. д. Кроме того, в памяти имеются количественные характеристики ВПП: ее длина, ук-

лон, вид покрытия. С пульта ввода параметров взлета перед полетом вводятся в вычислитель взлетная масса, температура и давление воздуха, параметры ветра, состояние поверхности ВПП. На основании этой информации вычислитель рассчитывает заданные значения пройденного расстояния и скорость, при которой должен быть осуществлен подъем переднего колеса.

В процессе разбега ИНС непрерывно измеряет линейное ускорение и выдает в вычислитель сигнал ax . Вычислитель однократным

интегрированием этого сигнала получает скорость самолета, а двукратным интегрированием - пройденное расстояние. Сравнивая текущие значения пройденного расстояния с заданными значениями в каждый момент времени, вычислитель определяет возможность и целесообразность продолжения взлета.

Если самолет по каким-либо причинам набирает скорость слишком медленно и до конца ВПП не сможет оторваться от ее поверхности, то вычислитель выдает на электронный индикатор сигнал «Взлет запрещен». Если пройденное самолетом в процессе разбега расстояние превышает минимально необходимое, вычислитель приступает к решению второй задачи. Измеренное системой СВС значение воздушной скорости V поступает на вычислитель, который одновременно рассчитывает скорость интегрированием продольного ускорения. На основе этих двух значений скорости вырабатывается сглаженное значение,

которое сравнивается с заданной скоростью VR . Как только V = VR ,

вычислитель выдает на электронный индикатор сигнал «Подъем переднего колеса».

Система директорного управления продольным движением при взлете обеспечивает автоматизацию управления самолетом на этапах разбега, отрыва самолета от ВПП и набора высоты путем выдачи пилоту сигнала в виде отклонения командной стрелки при достижении скоростью самолета заданного значения и при отклонении текущего значения угла тангажа от заданного.

Выработка сигналов на запрещение взлета и на подъем переднего колеса осуществляется так же, как в индикаторе взлета. Закон управления командной стрелкой на воздушном этапе взлета формируется следующим образом:

σСДУH = kσH (ϑ−ϑзад) , ϑзад = ϑзад(V,δзак, ϕ) . (12.3)

где σСДУH - отклонение продольной командной стрелки по сигна-

лу СДУ; kσH - передаточный коэффициент по отклонению продоль-

ной командной стрелки; ϑзад(V, δзак, ϕ) - заданное значение угла

тангажа как функция скорости движения самолета, положения закрылков и стабилизатора.

Функциональная схема СДУ представлена на рис. 12.3. В состав системы входят пульт ввода параметров взлета ВВ, инерциальная система ИНС, система воздушных сигналов СВС, датчик положения закрылков ДПЗ, датчик положения стабилизатора ДПС, вычислитель взлета ВВ и система электронной индикации СЭИ.

Система работает следующим образом. После достижения самолетом скорости VR вычислитель взлета вырабатывает скачкообразный сигнал, соответствующий заданному значению угла тангажа на кабрирование. Этот сигнал σСДУH вызывает отклонение командной стрелки

индикатора вверх. Пилот выполняет команду, плавно отклоняя колонку штурвала «на себя». Самолет начинает поднимать нос и изменяет угол

тангажа. Сигнал ϑ с ИНС компенсирует в вычислителе скачкообраз-

ный сигнал ϑзад . В результате сигнал σСДУH постепенно уменьшается, а командная стрелка индикатора возвращается в нейтральное поло-

102	май 2003г.

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

жение. Пилот выполняет команду, плавно возвращая колонку штурвала «от себя».

Дальнейшее управление командной стрелкой ведется в функции отклонения текущей воздушной скорости полета от заданной, которая определяется положением закрылков и стабилизатора. Если текущая воздушная скорость самолета отличается от заданной, то вычислитель формирует командный сигнал на индикатор. Пилот выполняет команду и отклонением рулей высоты устраняет рассогласование.

Система автоматического управления продольным движением при взлете обеспечивает управление самолетом на всех этапах взлета путем отклонения рулей высоты при достижении скоростью самолета заданного значения с последующим выдерживанием заданного значения угла тангажа, определяемого воздушной скоростью и положением механизации крыла и стабилизатора.

Закон управления рулями высоты на воздушном этапе взлета формируется следующим образом:

δСАУв = kωz ωz + kϑ(∆ϑ− ∆ϑзад) ,

∆ϑзад = kϑV[V − Vзад(δзак, ϕ)] . (12.4)

Функциональная схема САУ продольным взлетом аналогична схеме СДУ (см. рис. 12.2). Отличие заключается в том, что вычислитель

ВВ формирует управляющий сигнал σСАУв на сервопривод рулей высоты СПδв .

В момент достижения самолетом скорости VR вычислитель вы-

дает управляющий сигнал σСАУв на сервопривод, который отклоняет

рули высоты. Рули возвращаются в балансировочное положение и дальнейшая их автоматическая отработка происходит при отклонении текущей скорости полета от заданной.

Принцип действия систем директорного и автоматического управления боковым траекторным движением при взлете. Управ-

ление боковым траекторным движением самолета при взлете производится пилотом визуально по наземным ориентирам и приборам. На наземном этапе взлета пилот, наблюдая за положением самолета относительно оси ВПП, воздействует на педали, чтобы самолет выдерживал прямолинейную траекторию разбега. На воздушном этапе взлета пилот воздействием на педали и штурвал выдерживает курс ВПП в пределах ограниченных углов крена. Системы директорного и автоматического управления служат для облегчения пилоту решения этой задачи.

Система директорного управления боковым движением при взле-

те обеспечивает автоматизацию управления самолетом на этапах разбега, отрыва самолета от ВПП и набора высоты путем выдачи пилоту сигнала в виде отклонения командной стрелки при отклонении самолета от осевой линии ВПП.

Закон управления командной стрелкой на наземном этапе взлета имеет вид:

σСДУz = kσz (kεк εк + kψ∆ψк) , ∆ψк = ψк −ψвпп , (12.5)

где σСДУz - отклонение боковой командной стрелки по сигналу СДУ; kσz - передаточный коэффициент по отклонению боковой ко-

мандной стрелки; εк - угловое отклонение самолета от равносигналь-

ной линии курса; ∆ψк - отклонение текущего курса самолета от курса ВПП; kεк , kψ -передаточные коэффициенты.

Функциональная схема СДУ (рис. 12.4) включает пульт ввода параметров взлета ПВ, курсовой радиоприемник КРП, инерциальную систему ИНС, вычислитель взлета ВВ и систему электронной индикации СЭИ. Система работает следующим образом. При отклонении

самолета от осевой линии ВПП вычислитель ВВ по сигналам εк и

∆ψк формирует командный сигнал σСДУz на отклонение командной

стрелки вбок. Пилот выполняет команду, плавно отжимая педали. Под действием рулей направления и повернутого носового колеса самолет

меняет свое положение относительно оси ВПП. Рассогласования εк и

∆ψк уменьшаются, и командная стрелка возвращается в центр прибо-

ра. Пилот выполняет команду, возвращая педали в нейтральное положение.

На воздушном участке взлета сигнал εк быстро пропадает и основным сигналом, управляющим движением командной стрелки становится сигнал ∆ψк . Удерживание командной стрелки в центре прибора

возможно теперь не только воздействием на педали, но и на баранку штурвала в пределах ограниченного угла крена.

Система автоматического управления боковым движением при взлете обеспечивает управление самолетом путем воздействия на рули направления при отклонении самолета от осевой линии ВПП на наземном этапе взлета и путем воздействия на рули направления и элероны при отклонении самолета от курса ВПП или при достижении предельных углов крена на воздушном этапе взлета.

Закон управления рулями направления на наземном этапе взлета формируется следующим образом:

δСАУн = kωy ωy + kεк εк + kψ∆ψк , ∆ψк = ψк −ψвпп . (12.6)

На воздушном этапе взлета управление ведется как через канал рулей направления, так и через канал элеронов:

δСАУн = kωy ωy + kεк εк + kγ∆γ , (12.7)

δСАУэ = kωx ωx + kψ∆ψк + kγ∆γ . (12.8)

Функциональная схема САУ аналогична схеме СДУ (см. рис. 12.4). Отличие заключается в том, что вычислитель ВВ формирует

управляющие сигналы δСАУн и δСАУэ на сервопривод рулей направ-

ления СПδн и элеронов СПδэ .

Особенности законов управления. Формирование сигнала на за-

прещение взлета σзапр может производиться в зависимости от достиг-

нутой скорости в функции пройденного расстояния:

	V(t) ≥ V	(t),
0,	V(t) ≥ V	(t),
σзапр =		(12.9)
1,	V(t) < V (t),

или в зависимости от достигнутого ускорения в функции пройденного расстояния или времени:


σзапр	0,	ax (t) ≥ ax (t),
σзапр	=	a		(t) < a (t),
	1,	a	x	(t) < a (t),
			x		x
где V (t) ,		ax (t)			- требуемые значения соответственно скоро-

сти и ускорения.

Сравнение текущих и заданных значений параметров взлета может производиться как непрерывно в течение разбега, так и дискретно в одной или нескольких контрольных точках. Использование дискретного сравнения, правда, приводит к существенному запаздыванию выдачи сигнала на запрещение разбега.

Заданные значения D (t) , V (t) , ax (t) выбирают с учетом

инерционности пилота и требуемого соотношения между числом ложных срабатываний сигналов запрета и несрабатываний индикатора.

Общим недостатком ИВ, основанного на принципе сравнения пройденного расстояния или достигнутой скорости с заданными значениями, является значительное запаздывание в реагировании на изменение условий разбега. Это объясняется тем, что при опасном падении ускорения потребуется достаточно продолжительное время для интегрирования этого изменения. Особенно это характерно для случая, если до момента начала падения ускорения запас по скорости или пути был значительным.

Индикаторы, основанные на принципе сравнения текущего и заданного ускорений, позволяют фиксировать момент опасного падения ускорения практически мгновенно. Однако не всегда кратковременное падение ускорения, вызванное, например, наездом самолета на заснеженный участок ВПП, должно рассматриваться как достаточное основание для запрета взлета, так как имеющийся к этому моменту запас скорости может оказаться вполне достаточным для завершения взлета.

103	май 2003г.

Глава 12. УПРАВЛЕНИЕ ТРАЕКТОРНЫМ ДВИЖЕНИЕМ ПРИ ВЗЛЕТЕ, ПОСАДКЕ И УХОДЕ НА ВТОРОЙ КРУГ

В связи со скоротечностью этапа разбега к индикаторам взлета

закон управления вводится сигнал, пропорциональный скорости боко-

предъявляют очень жесткие требования по быстродействию и запазды-

вого ветра

W . Тогда закон управления СДУ принимает вид

ванию в выдаче сигнала запрета. При этом необходимо учитывать и

запаздывание пилота, который мгновенно не может выполнить команду

σСДУ

= F

σz

)ε

на запрещение взлета. Поэтому в некоторых индикаторах взлета при-

εк

крм

T p +1

меняется процедура «предвычисления» значений пройденного пути или

σz

скорости по их текущим значениям, что позволяет прогнозировать

T∆ψp

развитие процессов управления разбегом на несколько секунд вперед и

+k∆ψ (V)∆ψ+

∆ψ+ kW

Wz ] . (12.14)

снизить запаздывание в выдаче сигнала запрета.

T∆ψp +1

В СДУ взлетом для фильтрации высокочастотных помех и устра-

Этот закон управления используется на этапе разбега. После отры-

нения колебаний командной стрелки в цепи командного сигнала уста-

ва от ВПП самолет быстро выходит из зоны действия КРМ и использо-

навливают апериодический фильтр с небольшой постоянной времени

Тф = 1 - 1,5 с. Чтобы избежать значительных отклонений командной

вать сигнал, пропорциональный εк

на воздушном участке взлета не

стрелки при отказах системы, используют ограничение по командному

представляется возможным. Поэтому этот сигнал отключается. Для

сигналу FσH

с линейной зоной, если разность (ϑ−ϑзад) находится в

предотвращения возникновения предельных кренов в закон управления

заданных пределах, и зоной насыщения, если

разность (ϑ−ϑзад)

вводится сигнал, пропорциональный углу крена.

12.2. АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПОСАДКОЙ

велика:

σСДУ

= F

kσН

[ϑ−ϑ

зад

(V,

зак

,ϕ)] , (12.11)

Общая характеристика выравнивания. Скорость управления

T p +1

самолетом на заключительной фазе посадки определяется в основном

σH

тем, что касание ВПП должно происходить при незначительных откло-

Для обеспечения астатизма в цепи командного сигнала устанавли-

нениях от заданной точки приземления. Так, точка приземления на

вается изодромное звено с большой постоянной времени T

= 10 - 15

ВПП должна лежать в пределах 150-500 м от места расположения ГРМ,

боковое отклонение от курсовой линии не должно превышать + 8,2 м,

с:

угол тангажа должен быть меньше 8°, угол крена - меньше 3°, верти-

kσ

T p

σСДУ

кальная скорость не должна превышать (0,6 ± 0,2) м/с.

= F

[ϑ−ϑ

зад

(V,δ

зак

,ϕ)] . (12.12)

В процессе снижения по глиссаде самолет имеет довольно высо-

T p

+1 T p

σH

кую скорость планирования, которая по существующим нормам должна

На воздушном участке взлета помимо сигнала разности между те-

превышать скорость срыва не менее чем в 1,3 раза. Так как устойчи-

кущим и заданным значениями угла тангажа для управления командной

вость и управляемость самолета на заключительной фазе посадки во

стрелкой используется сигнал разности между значениями текущей и

многом обусловлены скоростью планирования, то это приводит к суще-

ственному завышению скорости, что в свою очередь является причиной

заданной приборной скорости,

а также сигнал производной V . Так как

больших вертикальных скоростей снижения по глиссаде, достигающих

3-4 м/с. Естественно, что соприкосновение самолета с землей при такой

надежного датчика сигнала V на борту самолета нет, его получают

путем дифференцирования сигнала V с постоянной времени

T , что

вертикальной скорости недопустимо.

обеспечивает фильтрацию помех в производной.

Необходимое уменьшение вертикальной скорости может быть

достигнуто за счет уменьшения угла наклона траектории движения

Для фильтрации высокочастотных помех, обусловленных турбу-

самолета. Этап полета, в процессе которого самолет, двигаясь по кри-

лентностью воздуха, используется апериодический фильтр с постоян-

волинейной траектории, переходит от снижения по глиссаде на траек-

ной времени

= 1,5 — 2 с. Тогда закон управления СДУ взлетом

торию с малым углом наклона к земной поверхности, называется вы-

равниванием (рис. 12.5).

принимает следующий вид:

σСДУ

kσ

T p

= F

{

[ϑ−ϑ

зад

(V,δ

зак

,ϕ)] +

T p

T p +1

σH

[V − V

(δ

,ϕ)] +

V}} . (12.13)

T p +1

p +

∆V

зад

зак

Для обеспечения возможности плавного переключения директор-

ного и автоматического управления продольным взлетом формирова-

ние заданного значения угла тангажа для того и другого режима осуще-

ствляется по одним и тем же цепям.

Для того чтобы осуществить управление командной стрелкой не

При посадке самолета вручную выравнивание обычно заканчива-

по угловому, а по линейному отклонению, необходимо учесть расстоя-

ется переводом самолета на траекторию, параллельную земле. На этом

ние Dкрм

между самолетом и КРМ, так как

этапе посадки, называемом выдерживанием, самолет летит на высоте

z = Dкрмtgεк Dкрмtεк .

0,5-1 м над землей, постепенно теряя скорость. К концу выдерживания

скорость самолета близка к скорости приземления. Для поддержания

Величина

Dкрм определяется

двойным

интегрированием про-

подъемной силы, уменьшающейся вследствие потери скорости, пилот

постепенно увеличивает угол атаки самолета.

дольного ускорения самолета:

Когда скорость самолета становится близкой к скорости призем-

Dкрм(t) = D0 − ∫∫ax dτ1dτ2 ,

ления, пилот перестает увеличивать угол атаки. Поскольку скорость

самолета продолжает уменьшаться, равенство подъемной силы силе

тяжести самолета нарушается, и самолет начинает двигаться по криво-

где D0

- расстояние от точки старта самолета до КРМ.

линейной траектории

Для демпфирования движения самолета относительно оси ВПП

к земле. Этот этап посадки, называемый парашютированием, за-

канчивается приземлением самолета.

необходим сигнал скорости линейного отклонения

После соприкосновения самолета с землей начинается заключи-

z = Vsin(ψк −ψвпп) V(ψк −ψвпп)

тельный этап посадки - пробег, в процессе которого скорость самолета

уменьшается до нуля. Управление самолетом на заключительной фазе

посадки должно вестись таким образом, чтобы минимизировать поса-

где V(t) = ∫ax dτ .

дочную дистанцию - горизонтальное расстояние между точкой, над

которой высота полета составляет 15 м, и точкой полной остановки

Для демпфирования угловых колебаний самолета по курсу сигнал

самолета после пробега. При неизменной скорости в начале посадочной

(ψк −ψвпп)

пропускается

через

изодромное

звено

с постоянной

дистанции сокращение этой дистанции может быть достигнуто в ос-

времени T∆ψ

. Для компенсации действия на самолет бокового ветра в

новном за счет уменьшения участков выдерживания и пробега. Так как

при пробеге по земле самолет тормозится более эффективно, чем в

104	май 2003г.

<<< < Предыдущая 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 1516 / 1816 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