8.1. Система стабилизации бокового смещения центра масс самолета

Назначение – устранение бокового смещения Z с использованием координированного разворота (разворота с креном без скольжения). Для ликвидации (или уменьшения) скольжения, а также демпфирования колебаний по рысканию используется руль направления.

При исследовании координированного ( = 0) или близкого к координирован-ному ( мал) развороту применяется система уравнений:

( где _В – угол сноса – характеризует действие бокового ветра), которой соответствует структурная схема; .

Т.е. связь между движением по крену и боковым смещением характеризуется приближенной ПФ:

В зависимости от величины бокового смещения в системе траекторного управления формируется сигнал заданного угла крена, который поступает на вход системы стабилизации угла крена. Структурная схема системы стабилизации бокового смещения представлена на рис. ниже:

uде W_кy(S) – ПФ корректирующего устройства (КУ), определяющего закон формирования _зад. Пренебрегая динамикой привода, ПФ статической системы стабилизации угла крена можно записать в виде:

(4.26)

где:

Тогда ПФ разомкнутого контура стабилизации бокового смещения примет вид:

Для обеспечения структурной устойчивости (демпфирование колебаний) в закон формирования _зад необходимо вводить сигнал производной

(4.27),

который может быть получен с использованием инерциальной навигационной системы при полете по маршруту или путем реального дифференцирования сигнала курсового радиомаяка (при заходе на посадку и при посадке).

Таким образом, ПФ КУ примет вид:

(4.28)

Соответственно ПФ разомкнутого контура

(4.29)

Выбор передаточных коэффициентов K_z; K_Vz производят из условий обеспечения требования, чтобы частота среза разомкнутого контура находилась на участке ЛАЧХ с наклоном –20 дБ/дек и при этом выполнялось условие:

;

Так как выражение для частоты среза имеет вид:

,

получаем следующие формулы для определения K_z; K_Vz:

.

Из структурной схемы рис.4.10 находим ПФ (для упрощения полагаем ):

(4.30)

.(4.31)

Из ПФ (4.30) и (4.31) видно, что в конце переходного процесса, вызванного боковым порывом ветра, боковое смещение обращается в 0 (система астатическая), а

(4.32)

Т.е. самолет движется по заданной траектории, развернувшись по курсу на величину угла сноса.

Получение путем дифференцирования сигнала Z_изм сопровождается увеличением уровня помех (см. рис.):

что неизбежно сказывается на точности стабилизации заданной траектории. Трудности, связанные с получением сигнала , можно обойти, если использовать в законе формирования _зад сигнал отклонения самолета от заданного курса:

(4.33)

Структурная схема системы стабилизации боковым смещением с законом (4.33) показана ниже.

Недостатком такого закона управления является наличие статической ошибки стабилизации бокового смещения (система статическая), определяемой из ПФ

(для (4.34)

и равной: .

Так, что при постоянной скорости бокового ветра самолет летит параллельно заданной траектории. При этом величина отклонения самолета от заданной траектории прямо пропорциональна передаточному числу по курсу и обратно пропорциональна передаточному числу по величине бокового смещения.