учебник Кузнецова 2003

процессе выдерживания, то дистанцию выдерживания целесообразно сокращать. Этим объясняется имеющаяся в настоящее время тенденция к уменьшению воздушного участка посадочной дистанции таким образом, что при автоматическом управлении этапы выдерживания и парашютирования практически отсутствуют. Возможны два способа реализации траектории выравнивания: по жесткой программе, когда траектория формируется по отношению к ВПП с помощью специальных наземных средств (по аналогии с глиссадой), и по гибкой корректируемой программе, когда траектория формируется бортовыми средствами и жестко с ВПП не связана.

Впервом способе бортовые средства должны измерять отклонение реальной траектории полета от заданной по жесткой программе наземными средствами. Создание таких наземных и бортовых средств - сложная задача. В то же время при отклонении самолета от траектории выравнивания под действием внешних возмущений устранить это отклонение практически невозможно, так как время переходного процесса стабилизации самолета на заданной траектории соизмеримо с временем выравнивания. Поэтому в современных системах посадки самолетов чаще применяется второй способ реализации траектории выравнивания.

При наличии информации о текущем положении самолета относительно некоторой точки на ВПП (высоты полета и дальности до данной точки) может быть осуществлено автоматическое управление посадкой самолета с выводом в заданную точку приземления. Принцип такого управления состоит в следующем. Если в процессе полета произошло отклонение от первоначальной траектории выравнивания, дальнейшее снижение самолета происходит по новой траектории выравнивания.

Таким образом, задача автоматического управления выравниванием включает в себя выбор способа формирования оптимальной траектории движения самолета, которая при отсутствии внешних возмущений и расчетных начальных условиях обеспечивает приведение самолета в заданную точку касания ВПП. Кроме того, необходимо осуществить выбор средств, обеспечивающих движение самолета по траектории, близкой к расчетной при разбросе начальных условий и действии внешних возмущений.

Впроцессе выравнивания самолет движется по криволинейной траектории, сопрягающей глиссаду и прямую, параллельную или имеющую малый наклон к земной поверхности. Искривление траектории происходит вследствие действия центростремительной силы, возникающей при увеличении угла атаки. Траекторию самолета при выравнивании можно описать либо дугой окружности, либо экспонентой. Параметры траектории выравнивания (высота начала выравнивания, длина выравнивания, радиус кривизны траектории) зависят от скорости самолета, принятых значений нормальных перегрузок и угла наклона глиссады.

Большее распространение получили экспоненциальные траектории. Такая траектория получается, если в каждый момент времени вертикальная скорость снижения самолета пропорциональна его высоте:

H = −TH , или (Tp +1)H = 0 .

Решение этого дифференциального уравнения имеет вид

− t

H(t) = H0e T ,

где H0 - высота начала выравнивания.

В момент приземления по экспоненте самолет имеет практически нулевую вертикальную скорость, но расстояние от начала выравнивания до точки приземления велико. Оно может быть уменьшено, если допустить, что в момент приземления самолет имеет некоторую верти-

кальную скорость Hпр . При движении по экспоненте такую верти-

кальную скорость самолет имеет на высоте H0 = −THпр . Следова-

тельно, для того чтобы самолет приземлился с заданной вертикальной скоростью, асимптота экспоненты выравнивания должна находиться

ниже ВПП на расстоянии Hас = H0 (рис. 12.6).

Траектория выравнивания должна быть плавным продолжением глиссады. Для этого необходимо, чтобы на высоте H = Hв выполнялось условие

H = Vθгл . (12.5)

Дифференциальное уравнение, описывающее траекторию, имеет

вид

Выражение (12.17) дает возможность определить постоянную времени экспоненты, сопрягающейся с глиссадой, при движении по которой вертикальная скорость самолета в момент приземления равна за-

данной Нпр .

Несмотря на относительную простоту реализации, экспоненциальные траектории выравнивания имеют недостаток, заключающийся в значительном разбросе точек приземления по оси ВПП в реальных условиях. Объясняется это тем, что даже небольшое уменьшение абсолютного значения угла наклона траектории при выравнивании может привести к значительному перелету заданной точки приземления. И, наоборот, увеличение наклона траектории в момент касания ВПП сопровождается увеличением вертикальной скорости приземления, т. е. посадка становится «грубой». На вид траектории выравнивания существенное влияние оказывает также разброс начальных условий

(V, θгл, Нв) .

Принцип действия систем автоматического управления вы-

равниванием. Управление продольным траекторным движением самолета при выравнивании производится пилотом визуально и по приборам. Наблюдая за уменьшением вертикальной скорости по вариометру, за углом тангажа по указателю авиагоризонта, скоростью полета по указателю скорости и высотой полета по указателю высотомера, пилот воздействует на колонку штурвала и отклоняет рули высоты таким образом, чтобы самолет плавно коснулся ВПП.

Система автоматического управления выравниванием обеспечи-

вает управление продольным траекторным движением самолета вплоть до точки приземления на ВПП путем воздействия на рули высоты при отклонении текущего угла тангажа от заданного. Последний определяется разностью между текущей и заданной вертикальной скоростью, причем заданная вертикальная скорость является функцией высоты полета.

Закон управления рулями высоты формируется следующим обра-

зом:

Hзад = Нзад(Н, Нв, V,θгл, Hпр, Нас) . (12.18)

Функциональная схема аналоговой САУ выравниванием представлена на рис. 12.7.

В состав системы входят датчик угловой скорости тангажа ДУС, датчик угла тангажа - гировертикаль ГВ, датчик истинной высоты - радиовысотомер РВ, датчик линейного ускорения ДЛУ, датчик скорости ДС, формирователь приращения заданного значения угла тангажа - вычислитель выравнивания ВВ, вычислитель автопилота тангажа

ВАПϑ и сервопривод руля высоты СПδв .

Система работает следующим образом. В режиме автоматического управления заходом на посадку при прохождении высоты начала выравнивания вычислитель выравнивания начинает формировать прира-

щение заданного значения угла тангажа ∆ϑзад по сигналам истинной высоты uH приращения нормальной перегрузки u∆ny , воздушной

скорости uV . Этот сигнал поступает на вычислитель автопилота

ВАПϑ , и отрабатывается сервоприводом рулей высоты до тех пор,

пока сигнал с гировертикали ГВ не скомпенсирует его. Изменение угла тангажа вызовет изменение высоты, перегрузки и скорости, что приведет к уменьшению приращения заданного угла тангажа. Тогда сервопривод вернет рули высоты в балансировочное положение. Любое отклонение самолета от заданной вертикальной скорости снижения пересчитывается в соответствующее приращение заданного значения угла тангажа и отрабатывается рулями высоты.

Управление боковым траекторным движением при выравнивании сводится к необходимости стабилизировать продольную ось самолета по направлению оси ВПП. Положение продольной оси самолета по отношению к оси ВПП на заключительном этапе посадки зависит от многих факторов: точности управления самолетом при заходе на посадку, симметричности тяги двигателей и т. д. Однако основным фактором является воздействие бокового ветра. При отсутствии ветра управление может быть осуществлено так же, как и в процессе захода на посадку, т. е. путем стабилизации самолета на равносигнальной линии курса. Обычно в этом случае отклонение продольной оси самолета от оси ВПП не превышает 2-3°. Диапазон углов крена при выравнивании, также весьма невелик, но его вполне хватает для автоматизации управления боковым траекторным движением через канал элеронов САУ.

Однако при наличии бокового ветра продольная ось самолета в момент начала выравнивания отклонена от вектора путевой скорости

Vп направленной вдоль оси ВПП, на угол сноса βсн Wz / V . Ес-

тественно, что в момент приземления угол отклонения продольной оси самолета от вектора путевой скорости, направленного вдоль оси ВПП, должен быть максимально близок к нулю для предотвращения выкатывания самолета за пределы ВПП.

Эта задача может быть решена двумя способами. Первый способ предполагает использование для этой цели канала рулей направления САУ.

Для этого формируется закон управления, основным управляющим сигналом которого является сигнал разности между заданным и текущим курсом. Если на предшествующих режимах канал рулей направления работал как демпфер рыскания, то закон управления принимает вид

δСАУн = kωy ωy + kψ (ψк −ψвпп) . (12.19)

Для устранения статических ошибок в законе управления (12.19) может быть также введен интеграл от разности (ψк −ψвпп) .

В результате разворота самолета вокруг вертикальной оси возникают скольжение β (ψк −ψвпп) и как следствие боковая скорость,

вызывающая отклонение самолета от курсовой линии. Так как канал элеронов САУ в это время стабилизирует самолет в горизонтальной плоскости, самолет может быть введен в значительный крен для возвращения на ось ВПП, что весьма опасно на столь малых высотах. Поэтому для предотвращения негативного действия этих факторов автоматический доворот самолета на угол сноса целесообразно проводить непосредственно перед приземлением на заключительном этапе выравнивания, например по команде с радиовысотомера на высоте 5-7 м. Канал элеронов САУ при этом переводится из режима стабилизации оси самолета относительно равносигнальной линии курса в режим стабилизации угла крена:

δСАУэ = kωx ωx + kγγ . (12.20)

Однако отклонение самолета от осевой линии луча КРМ может привести к большим боковым отклонениям от оси ВПП. Кроме того, для выполнения доворота необходимы очень быстрые отклонения рулей направления и элеронов, что весьма опасно вблизи поверхности земли, а выполнение доворота на такой высоте затрудняет пилоту принятие решения при неудачном маневре.

Существует другой способ компенсации угла сноса при посадке - доворот скольжением. В отличие от уже рассмотренного способа доворот самолета скольжением производится еще на этапе планирования по глиссаде, чтобы до начала этапа выравнивания угол сноса самолета был близокG нулю. При таком способе доворота вектор путевой скорости

Vп направлен вдоль продольной оси самолета, а вектор воздушной

G

скорости V отклонен от этой оси на угол сноса. Самолет имеет сколь-

жение, равное углу сноса, и летит с небольшим креном. В данном случае канал рулей направления САУ удерживает продольную ось самолета параллельно оси ВПП, а канал элеронов обеспечивает стабилизацию самолета на курсовой линии по сигналам КРМ.

Достоинство этого способа - возможность начать этап выравнивания с нулевым углом сноса, а также значительный запас времени у пилота на принятие решения о корректировке маневра в случае его неудачного автоматического выполнения, так как доворот происходит на сравнительно большой высоте. Недостатком способа является необходимость своевременной ликвидации угла крена перед приземлением на этапе выравнивания. Ранний выход из крена приводит к большим боковым отклонениям от оси ВПП, поздний выход из крена снижает безопасность посадки.

Особенности законов управления. Для формирования заданного значения вертикальной скорости Hзад в закон управления (12.18)

необходимо непрерывно вводить информацию о текущей высоте полета и текущей скорости полета

Значение высоты начала выравнивания Нв можно ввести дискретно в момент начала режима выравнивания. Значения асимптоты экспоненты выравнивания Нас вертикальной скорости приземления

Нпр и угла наклона глиссады могут храниться в памяти вычислителя

выравнивания или вводиться вручную с помощью соответствующих задатчиков.

Надежного и достаточно точного датчика вертикальной скорости

Н, пригодного для формирования закона управления при выравнивании, на борту самолета нет. Поэтому для получения этого сигнала дифференцируют сигнал истинной высоты с радиовысотомера. При этом

используют апериодический фильтр с постоянной времени ТН так как в сигнале с радиовысотомера присутствуют высокочастотные помехи:

Однако запаздывание сигнала вертикальной скорости при постоянной времени фильтра ТН =1 с оказывается соизмеримым с полным

временем выполнения режима выравнивания, что приводит к ухудшению динамических свойств системы.

Для компенсации вносимого запаздывания необходимо использовать сигнал, который опережал бы по фазе сигнал вертикальной скорости. Таким сигналом является вертикальное ускорение самолета

ay = gny . Тогда закон управления (12.22) принимает вид

Таким образом, сигнал вертикальной скорости получается комплексированием продифференцированного сигнала высоты и сигнала

вертикальной перегрузки. Так как ay p2H , то закон управления (12.23) эквивалентен следующему закону управления:

т.е. сигнал вертикальной скорости pH = H получается без дина-

мического искажения.

Для уменьшения вертикальной скорости используется дополнительный разомкнутый контур формирования сигнала приращения заданного значения угла тангажа. Этот сигнал формируется в виде интеграла от некоторой заданной вертикальной скорости. Для повышения устойчивости в этом же контуре используют сигнал интеграла от про-

дольного ускорения ax . Для повышения быстродействия, что особен-

но важно при парировании горизонтальных порывов ветра и «сдвигов ветра», в разомкнутом контуре используют дополнительный сигнал, корректирующий изменение приборной скорости в режиме выравнивания.

Этот маневр предотвращает возможное отделение самолета от ВПП после первого касания. Если отделение все же произошло, то автоматически фиксируется угловое положение самолета, а повторное касание сопровождается плавным опусканием передней стойки. Быстрое опускание передней стойки позволяет сократить дистанцию пробега за счет более раннего включения тормозов основных колес.

Боковой канал цифроаналоговой САУ в режиме выравнивания обеспечивает автоматический доворот и компенсацию угла сноса, а также стабилизирует самолет на ВПП при послепосадочном пробеге.

Для этого используются сигналы γ , ψк и az с БИНС, а также сигнал

εк радиотехнических систем.

12.3. ДИРЕКТОРНОЕ И АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ УХОДОМ НА ВТОРОЙ КРУГ

Общая характеристика ухода на второй круг. Процесс ухода на второй круг включает в себя этапы продолжения снижения самолета по посадочной траектории вследствие инерции самолета и набора безопасной высоты. Траектория и этапы ухода самолета на второй круг представлены на рис. 12.12.

Начальный этап I ухода начинается на высоте принятия решения Нпр и заканчивается, когда вертикальная скорость движения самолета

меняет знак. Минимальная высота принятия решения об уходе на второй круг определяется просадкой самолета, под которой подразумевается потеря высоты от момента принятия решения об уходе до момента начала набора высоты. Траектория полета и просадка практически не зависят от избытка тяги и определяются только создаваемой перегрузкой и начальной вертикальной скоростью снижения.

Особенно сильно просадка самолета зависит от начальной вертикальной скорости. Так, для самолета Ту-154 при полете по стандартной глиссаде (-2°40') с рекомендованной скоростью вертикальная скорость снижения равна -3,5 м/с. Просадка при уходе на второй круг составляет 8-10 м. При увеличении вертикальной скорости снижения до 5 м/с про-

садка возрастает до 22 м, при Vy =10 м/с она составит уже 67 м.

В момент принятия решения об уходе на второй круг необходимо перевести двигатели во взлетный режим, плавно вывести самолет из снижения отклонением рулей высоты вверх, сохраняя скорость постоянной до перехода в набор высоты.

Этап II ухода начинается с момента начала набора высоты и заканчивается на высоте 120 м. После появления положительной вертикальной скорости необходимо убрать шасси и продолжать набор высоты, не превышая максимальной скорости для данного положения закрылков. При малых избытках тяги (при отказавшем двигателе) скорость должна сохраняться постоянной, близкой к скорости захода на посадку.

Этап III ухода начинается с момента достижения скорости, при которой возможна уборка закрылков и заканчивается на безопасной высоте 400 м. В процессе уборки закрылков скорость постепенно увеличивается, уменьшается угол набора высоты. На безопасной высоте двигатели переводятся на номинальный режим работы.

Этапы II и III ухода на второй круг почти полностью идентичны этапам V и VI взлета, что в значительной степени унифицирует законы управления автоматики в этих режимах.

Принцип действия систем директорного и автоматического управления уходом на второй круг. Управление продольным траек-

торным движением самолета при уходе на второй круг осуществляется пилотом при отсутствии надежной визуальной связи с землей на высоте принятия решения, неточности вывода самолета на траекторию приземления, невозможности посадки из-за отказов бортового оборудования или по команде диспетчера управления воздушным движением. Приняв решение об уходе на второй круг, пилот должен перевести рукоятки управления двигателями во взлетное положение, вывести самолет из снижения воздействием на рули высоты, установить полетную конфигурацию механизации крыла и стабилизатора. Системы директорного и автоматического управления уходом на второй круг, а также автоматы тяги в режиме ухода на второй круг служат для облегчения пилоту решения этой задачи.

Система директорного управления уходом на второй круг обеспе-

чивает автоматизацию управления самолетом путем выдачи пилоту сигнала в виде отклонения командной стрелки в функции разности между текущим и заданным значениями угла тангажа, приборной скорости, положения закрылков и стабилизатора.

Закон управления имеет следующий вид:

σСДУв = kσв (ϑ−ϑзад) ,

∆ϑзад = kϑV (V − Vзад(δзак,ϕ)) +ϑзадух (δзак,ϕ) . (12.29)

В состав СДУ входят датчик текущего угла тангажа - гировертикаль ГВ, датчик текущей приборной скорости ДС, датчик положения закрылков ДПЗ, датчик положения стабилизатора ДПС, формирователь заданного значения угла тангажа - вычислитель ухода ВУ, формирователь командного сигнала - вычислитель пилотажно-командного прибора ВПКП и указатель командного сигнала - пилотажно-командный прибор ПКП (рис. 12.13).

Система работает следующим образом. При получении команды «Уход на 2-й круг» вычислитель ухода вырабатывает скачкообразный

сигнал ϑзадух (δзак,ϕ) , соответствующий заданному значению угла тангажа на кабрирование при имеющем место положении закрылков и стабилизатора. Сигнал uϑзад сравнивается в вычислителе ВПКП с

сигналом текущего угла тангажа uϑ . Разность этих сигналов преобра-

зуется в отклонение командной стрелки индикатора вверх. Пилот выполняет команду, плавно отклоняет колонку штурвала «на себя». По мере выхода самолета на заданный угол тангажа командная стрелка возвращается вниз, и пилот отклоняет колонку штурвала «от себя».

Дальнейшее управление командной стрелкой ведется в функции отклонения текущей приборной скорости полета от заданной. При этом осуществляется коррекция заданных значений угла тангажа и приборной скорости по положению закрылков и стабилизатора.

Система автоматического управления уходом на второй круг

обеспечивает управление самолетом путем отклонения рулей высоты в функции разности между текущим и заданным значениями угла тангажа, приборной скорости, положения закрылков и стабилизатора.

Закон управления САУ имеет следующий вид:

δСАУв = kωz ωz + kϑ(∆ϑ− ∆ϑзад) ,

∆ϑзад = ϑзадух (δзак,ϕ) + kϑV (V − Vзад(δзак,ϕ)) . (12.30)

Функциональная схема САУ аналогична схеме СДУ (рис. 12.14).

Отличие заключается в том, что управляющее воздействие на руль высоты по сигналу вычислителя ухода формирует автопилот угла тан-

гажа АПϑ . При получении команды «Уход на 2-й круг» вычислитель

ухода выдает управляющий сигнал в автопилот, который отрабатывает рули высоты.

В боковом канале САУ осуществляется стабилизация курса. Автомат тяги с постоянной скоростью переводит рычаги управления двигателями во взлетное положение.

Особенности законов управления. В системе АБСУ-154 вместо датчика положения закрылков используются концевые выключатели закрылков, формирующие разовые команды при достижении закрылками определенных положений. В качестве датчика приборной скорости используется корректор КЗСП, положение стабилизатора при формировании закона управления не учитывается. Сигнал приращения заданного значения угла тангажа вычисляется следующим образом: