- •Замкнутые системы автоматического регулирования
- •Разомкнутые системы автоматического регулирования
- •Самонастраивающиеся системы
- •Передаточная функция
- •Преобразование структурных схем систем автоматического регулирования
- •Основные понятия об устойчивости автоматических систем. Необходимые и достаточные условия устойчивости
- •Критерии устойчивости
- •Критерий Гурвица
- •Критерий Найквиста
- •Понятие о запасе устойчивости.
- •Качество автоматических систем
- •Статическая ошибка и передаточная функция ошибки
- •Показатели качества по переходной характеристике
- •Введение жесткой обратной связи
- •Введение производной в закон регулирования
- •Введение изодромной обратной связи
- •6.1 Системы автоматического управления самолётом
- •6.2 Стабилизация самолёта относительно центра масс. Автопилот
- •Боковой канал
- •Продольный канал
- •Канал руля направления
- •Демпфер рыскания
- •7.1 Обеспечение устойчивости и управляемости самолёта при автоматическом полёте
- •7.2 Автоматическая стабилизация скорости полёта самолёта
- •8.1 Автоматическое управление самолётом на маршруте
- •Горизонтальная навигация.
- •Стабилизация заданного путевого угла
- •Вертикальная навигация.
- •9.1 Автоматический заход на посадку
- •Директорный режим полета
- •10.1 Автоматический режим выравнивания и приземления
- •Автоматизированный взлет
- •Система автоматического контроля и резервирования
Продольный канал
Такой же принцип работы используется в автопилотах в каналах тангажа и курса. Для установки заданного угла тангажа самолёта в полёте при наборе высоты или снижении необходимо отклонить на пульте управления нажимной переключатель «спуск - подъём» и удерживая его, контролировать изменение угла тангажа самолёта по авиагоризонту и вертикальной скорости по вариометру. Изменение угла тангажа при этом происходит за счёт отклонения руля высоты. После отпускания переключателя, автопилот будет стабилизировать установленный заданный угол тангажа, перемещая руль высоты при отклонении текущего угла тангажа от заданного.
Канал тангажа работает также в режиме выдерживания (стабилизации) заданной высоты, например, на эшелоне. Для включения режима при достижении заданной высоты уменьшают вертикальную скорость самолёта переключателем «спуск - подъём» и нажимают кнопку «КВ» (корректор высоты) или «ВЫСОТА» (рис. 6.2, 6.3). Основным сигналом управления в этом режиме является сигнал отклонения текущей высоты самолёта Н от заданной Нз. Сигнал ∆Н = (Нз – Н) формируется в корректоре высоты и поступает в вычислитель. Закон управления имеет вид:
δв = к1(υз - υ) + к2 dυ/dt + к3(Нз – Н), (6.2)
где δв – угол отклонения руля высоты;
υз, υ – заданное и текущее значения угла тангажа;
dυ/dt = ωz – угловая скорость самолёта относительно поперечной оси Z (из ДУС);
(Нз – Н) – сигнал отклонения самолёта от заданной высоты из корректора высоты.
Канал руля направления
В первых автопилотах канал курса стабилизирует курс самолета автоматически, отклоняя руль направления пропорционально отклонению текущего курса от заданного:
δн = к1(ψз - ψ) + к2 dψ/dt, (6.3)
где δн - угол отклонения руля направления;
ψз, ψ - заданное и текущее значение курса;
dψ/dt = ωy - угловая скорость самолёта относительно оси Y (из датчика угловой скорости относительно вертикальной оси ДУС).
Чаще при развороте самолета на заданный курс управление осуществляет канал крена, потому что аэродинамика самолета такова, что при кренах самолёта происходит разворот его по курсу. Заданный курс устанавливается на задатчике курса (например ЗК-2, входящего в состав гирополукомпаса см. рис. 6.4). В задатчике курса формируется сигнал (ψз - ψ) отклонения заданного курса ψз, установленного кремальерой от текущего ψ, измеряемого гиродатчиком. В этом случае сигнал задатчика курса является основой для формирования управляющего сигнала для отклонения элеронов.
Рисунок 6.4 Лицевая часть задатчика курса ЗК-2
На самолетах, в которых имеется прибор навигационный плановый ПНП (см. рис. 6.5) и допплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса ДИСС, пилот может устанавливать заданный курс левой кремальерой с учетом угла сноса.
Рис. 6.5 Прибор навигационный плановый
В самолетах с электронными индикаторами заданный курс устанавливается ручкой HDG на пульте управления САУ и отображается на навигационном индикаторе и на пульте управления САУ.
Рис. 6.6 Задатчик и индикатор курса на пульте управления САУ