Тема 9. (4 ч., срс 2 ч.)

9. Типовые схемы су скоростью полета

Полет с заданной скоростью может происходить как на постоянной высоте, так и в режимах набора высоты и снижения. Системы автоматического управления скоростью полета можно построить по трем основным схемам:

1. Управление скоростью полета через канал РВ. В этом случае тангенциальное ускорение регулируется путем изменения силы лобового сопротивления. Такое управление скоростью применяется при подъеме на заданный эшелон и снижении с него. Если тяга больше величины, необходимой для горизонтального полета, то подъем, меньше – снижение.

2. Управление скоростью полета путем воздействия на двигатель. В этом случае тангенциальное ускорение регулируется путем изменения силы тяги (см. ниже).

3. Управление скоростью полета предусматривает одновременное воздействие на РВ и тягу двигателей, при котором обеспечивается регулирование скорости и еще одного параметра продольного движения, например, высоты полета. Эта схема обеспечивает наилучшее качество стабилизации обоих параметров как в марш- рутном полете, так и при посадке.

9.1. Автомат тяги

Автомат, регулирующий величину тяги двигателей в зависимости от скорости полета, назыв. автоматом тяги (АТ). АТ необходим для стабилизации скорости полета с одновременной стабилизацией траектории центра тяжести (например, режим захода на посадку и ухода на второй круг). Регулированием тяги двигателя осуществляется непосредственное воздействие на продольные силы, действующие на самолет.

Основным задатчиком режима работы каждого двигателя является рычаг управления двигателем (РУД). Все РУД через механическую проводку связаны с гидромеханической системой подачи топлива в двигатель. Количество топлива, подаваемое в камеру сгорания, определяет показатель работы турбины и компрессоров двигателя и, как следствие, – тяговые характеристики. При ручном управлении тягой двигателей летчик непосредственно воздействует на каждую РУД. При автоматическом управлении РУД перемещается приводом регулирования тяги с муфтой сцепления. При включении автоматического режима управления тягой муфта сцепления подключает привод регулирования тяги к РУД.

Закон управления астатического АТ имеет вид:

(4.35)

где: V – отклонение воздушной скорости полета самолета от заданного значения;

_РУД – угол перемещения РУД (сектора газа);

K_V; K₀ – передаточные числа.

Наличие в законе управления АТ сигнала интеграла от отклонения скорости обеспечивает астатическую стабилизацию скорости, например, при изменении угла наклона траектории. Поэтому он и используется в СУ посадкой.

Уравнения изолированного длиннопериодического движения самолета (исключены уравнения моментов вокруг оси 0Z) имеют вид:

(4.36)

Из анализа (4.36) следует, что отклонения скорости полета от стабилизируемой влияет на измение высоты полета самолета. Полагая, что СУ обеспечивает равенство H=0 при измении скорости полета, за счет отклонения РВ, можно оценивать динамику движения самолета по скорости, рассматривая только уравнение продольных сил, в котором изменение углов атаки и тангажа будет являться внешним возмущением.

Система уравнений, описывающая движение самолета по скорости с АТ при отсутствии возмущений, примет вид:

(4.37)

Функциональная схема системы "самолет-автомат тяги" изображена на рис.4.14:

Рис.4.14

В ВУ значение скорости V, измеренное датчиком скорости (ДС), сравнивается с заданным значением V_зад , установленным на задатчике скорости (ЗС) и по этой разности формируется управляющий сигнал, который подается на исполнительный механизм (ИМ), переставляющий РУД на величину _РУД. Исполнительный механизм связан с РУД через муфту сцепления (МС), так что в случае необходимости летчик может вмешаться в работу системы и переставить РУД вручную. В зависимости от положения РУД меняется тяга двигателей P. Это вызывает уменьшение отклонения от заданной скорости. Структурная схема системы самолет – автомат тяги принимает вид:

ПФ системы имеет вид:

(4.38)

Выбор передаточных чисел АТ производят из условия обеспечения заданной динамики при отработке управляющего воздействия с учетом динамических характеристик двигателя (выше динамикой двигателя пренебрегли).

Следующий шаг введение обратной связи по производной скорости полета. Уравнение сил в проекции на скоростную систему координат имеет вид

, (4.39)

где - тангенциальная составляющая перегрузки.

Для режима стабилизации высоты можно принять 0 и в закон управления (4.35) с учетом (4.39) вводят вспомогательный сигнал пропорциональный тангенциальной составляющей перегрузки:

(4.40)

Коэффициент выбирается из условия обеспечения апериодических процессов управления. С целью минимизации влияния изменения скорости на точность стабилизации высоты полета СУ_H вводят перекрестную связь по отклонению скорости полета в СУ_H.