Тема 7. (4 ч., срс 2 ч.)

7. Типовые схемы су высотой полета самолета

Автоматическое управление траекторией может использоваться на всех этапах полета. Простейшими являются контуры раздельной стабилизации высоты и скорости полета самолета. В этих контурах текущие значения регулируемого параметра поддерживаются относительно уровня, задаваемого летчиком. В более сложных режимах управления требуемая траектория полета определяется в БЦВМ. В качестве измерителей координат и скорости полета применяются барометрические и радиотехнические высотомеры, инерциальные системы, доплеровские измерители скорости, а также наземные радиотехнические средства. В БЦВМ навигационного комплекса на основе информации навигационных систем вычисляются отклонения от заданной траектории. В зависимости от этих отклонений в ВУ системы траекторного управления (СТУ) формируются команды на изменение углового положения самолета (в частности, угла тангажа) и определяется режим работы двигателя.

Т.о. в СТУ можно выделить внутренний контур (ВК) управления, выполняющий исполнительные функции. Таким ВК при управлении продольным движением является система стабилизации угла тангажа или система стабилизации нормальной перегрузки, а при управлении боковым движением системы стабилизации углов рыскания или крена.

Режим стабилизации высоты является одним из основных рабочих режимов. Основной координатой управления в СУ_Н (АП_Н) является отклонение центра тяжести самолета от заданной высоты полета, которое может быть измерено барометрическим корректором высоты, радиовысотомером или инерциальной системой. Типовая функциональная схема системы стабилизации высоты полета имеет вид:

Рис. 4.1

Где: ВК – контур стабилизации угловых движений (перегрузки или угла тангажа);

ОУ – кинематические соотношения, связывающие параметры движения центра масс (Н и V) с параметрами движения вокруг центра масс;

ВУ – вычислительное устройство;

ДВ – датчик высоты.

При расчете параметров СУ_Н обычно принимают в качестве заданных следующие требования: перерегулирование не должно превышать 10-20 % от величины заданного значения изменения высоты полета, выход на которую должен осуществляться за минимальное время.

7.1. Система стабилизации высоты полета самолета с внутренним перегрузочным контуром

Структурная схема системы имеет вид:

Особенность данной системы – только одна обратная связь по высоте. ВК системы является система стабилизации нормальной перегрузки. Как видно из рис. 4.2, выше, в контуре стабилизации высоты имеются два последовательно включенных интегрирующих звена, описывающих динамику траекторного движения свободного самолета. Для обеспечения структурной устойчивости и заданных показателей качества в прямую цепь введено реальное форсирующее звено

где Т_Н;Т – постоянные времени звена, причем Т_Н >> Т. Это соответствует введению дополнительного сигнала по производной отклонений от заданной высоты путем реального дифференцирования сигнала корректора высоты.

ПФ упрощенной модели ВК – статической системы стабилизации перегрузки (считаем привод безынерционным) имеет вид:

(4.1)

На основании структурной схемы рис. 4.2 находим ПФ разомкнутого контура стабилизации высоты:

, (4.2)

где:

Выбор передаточного коэффициента K_H и постоянной времени форсирующего звена производят из соображений обеспечения максимального быстродействия и хорошего качества переходного процесса. Для этого придерживаются выполнения следующих требований:

1. частота среза _ср разомкнутой системы с ПФ (4.2) должна находиться на участке ЛАЧХ с наклоном – 20дб/дек;

2. должны соблюдаться условия:

(4.3)

в диапазоне частот .

Частотные характеристики, соответствующие ПФ (4.2), могут вычисляться по следующей приближенной формуле:

(4.4)

Отсюда выражение для частоты среза, располагающейся именно в этом диапазоне частот, имеет вид:

(4.5)

С учетом (4.3) и (4.5) получаем следующие формулы для выбора параметров системы стабилизации высоты:

;

т.к. обычно , то .

Обеспечение структурной устойчивости и заданных показателей качества системы стабилизации высоты можно получить и за счет введения сигнала с измерителя вертикальной скорости полета (например, вариометра). Тогда стабилизация высоты полета будет осуществляться по сигналам отклонения от заданной высоты полета и ее производной, в этом случае отпадает необходимость в дифференцировании сигнала ошибки Н–Н_зад. При этом закон управления заданной перегрузкой примет вид:

(4.7)

Ему соответствует следующая структурная схема системы:

Где n_yw – приведенная к выходу системы стабилизации перегрузки (ВК) ошибка, вызванная действием ветрового возмущения _w (см. I часть конспекта лекций, стр.18). Тогда ПФ замкнутой системы в режиме управления примет вид:

(4.8)

Подставляя в (4.8) выражение для ПФ ВК (4.1) получим:

(4.9)

Из анализа полученной ПФ можно сделать вывод: ПФ СУ_H не содержит нулей и коэффициенты при старших степенях переменной s характеристического многочлена определяются только коэффициентами знаменателя ПФ системы стабилизации перегрузки, а искомые передаточные числа СУ_H входят в младшие коэффициенты характеристического многочлена. Для выбора передаточных чисел таких систем удобно использовать коэффициентный метод синтеза (Г.В. Серпионов, А.В. Березуев, П.В. Мулин "Введение в проектирование СУ самолетами", МАИ 1995 г.).

Стабилизация высоты при полете в турбулентной атмосфере. Турбулентность атмосферы представляет собой стационарный случайный процесс. В этом случае критерием, определяющим точность системы, является среднее квадратическое значение ошибки (СКО) стабилизации. Величина СКО

где S_H() – спектральная плотность ошибки H=H, которую можно найти, используя связь между спектральными плотностями величин на входе и выходе линейной динамической системы:

(4.10),

где – модуль частотной функции системы стабилизации высоты на ветровое возмущение _w. Используя правила эквивалентных преобразований структурных схем для системы рис. 4.3, находим выражение для ПФ функции системы стабилизации высоты на ветровое возмущение:

(4.11)

Эффект применения системы стабилизации высоты иллюстрируется на рис. ниже:

Рис. 4.4

где: 1 – модуль частотной функции системы стабилизации высоты на ошибку стабилизации перегрузки ; 2 – модуль частотной функции системы стабилизации перегрузки по высоте (K_H=0, K_Vy=0).

Т.е. применение системы стабилизации высоты повышает точность выдерживания заданной траектории при полете в возмущенной атмосфере за счет уменьшения отклонений в низкочастотной области.