Билет №16

1. Определение момента и параметров начала заключительного (переходного) участка выхода на малую высоту.

Подготовка к снижению (Зачастую не проводится.)

Если точка перехода в пикирование (на снижение) предварительно определена, хотя бы приблизительно, можно использовать избыток потенциальной энергии на большой высоте для экономии горючего путем предварительного дросселирования маршевого двигателя с фиксацией до команды на пикирование угла атаки (или температуры торможения). Высота полета с этого момента не стабилизируется.

Перед началом дросселирования маршевого двигателя следует сохранить в памяти текущую балансировку ЛА для последующего использования этих данных при управлении выходом на малую высоту.

Построение управления на участке снижения на малую высоту

При большом многообразии видов ЛА и требований, связанных с их назначением, обычно на этом участке требуется энергичный маневр, критерием оптимальности которого, как правило, является дистанция от момента начала снижения до выхода на малую высоту. Минимизация дистанции снижения должна быть произведена с учетом ограничений, которые должны быть соблюдены во всех условиях полета и при возможных отклонениях характеристик ЛА, его двигательной установки и СУ от номинальных. Главные из них:

• по углу атаки ,

• по скоростному напору и температуре торможения набегающего потока,

• по допустимой нормальной перегрузке (по прочности крыла).

Кроме того, выход на малую высоту или на посадочную глиссаду должен быть беспросадочным.

При синтезе СУ и алгоритмов управления движением учитываются ошибки измерителей высоты полета над уровнем моря и необходимое превышение высоты над уровнем местности от условий полета. В том числе учитывается зависимость ошибок ИНС от времени, прошедшего с момента последней коррекции от радиовысотомера или системы навигации по спутникам Земли.

Первым этапом синтеза является обоснованный выбор средств измерения высоты и их «комплексирование». Алгоритм обработки измерений должен давать несмещенную эффективную (с минимальной дисперсией) оценку высоты, а также оценку своей возможной ошибки. В зависимости от текущей оценки ошибки производится выбор и уточнение высоты, на которую осуществляется выход из пикирования.

Быстрый ввод в пикирование обеспечивается скачкообразным уменьшением управляющей установки угла тангажа ₁ на разность балансировочного (на марше) и минимально допустимого углов атаки с последующей примерно постоянной угловой скоростью выхода на минимальный угол тангажа. Этот угол определяется либо кинематически по запасу высоты, либо ограничениями по разгону (по скоростному напору и температуре торможения набегающего потока).

Для увеличения крутизны пикирования без нарушения ограничений по разгону ЛА применяются:

• глубокое дросселирование двигателя;

• постановка рулей «плугом»;

• выпуск тормозных щитков;

• замена прямолинейного участка пикирования движением «по спирали» или "змейкой".

Момент начала выхода из пикирования определяется кинематически по фактической скорости снижения, запасу высоты и допустимой перегрузке.

Эпюра угла тангажа при минимизации дистанции снижения представлена на рис.

Необходимость сокращения дистанции снижения обычно связана с экономией энергетики средств наблюдения обстановки на борту ЛА. Если включение этих средств не привязывается к маршевому участку полета, появляется возможность синтеза управления на участке ввода в пикирование по критерию экономии горючего (ввод в пикирование по баллистической кривой). Минимизация дистанции маневра в этом случае применяется к участку, непосредственно следующему за моментом включения средств наблюдения.

В целом подходом к синтезу управления на этом участке является наискорейшее достижение и выдерживание очередного ограничения (по минимальному углу атаки, по углу тангажа, по допустимой перегрузке). Применяется также адаптация скорости изменения установки ₁ по фактическим измерениям угла атаки и нормальной перегрузки.

В связи с различающейся балансировкой по углу атаки и рулю высоты на смежных участках выхода из пикирования с максимальной перегрузкой и прямолинейного полета на малой высоте необходим переходный участок, на котором перегрузка экспоненциально спадает от предельной до единичной. Без такого участка практически не обеспечивается выход на малую высоту без «просадки».

Обычно управление на переходном участке реализуют в виде экспоненциальной программы высоты:

H

H_пр

H_н

с начальным условием

H_мв

t

,

t_н

0

где H_мв – конечная уставка малой высоты;

H_н – начальная уставка высоты, совпадающая с текущей высотой полета H;

T_э – фиксированная заранее постоянная времени экспоненты.

Момент «перехода на экспоненту» фиксируется как момент прохождения некоторой высоты H = H_э.

Такой упрощенный способ не обеспечивает согласованности скорости изменения управляющей программы высоты (вначале всегда получается , одна и та же величина) и фактической скорости снижения, которая может иметь некоторый разброс.

Как показала практика, положение не улучшается при формировании управляющей программы с помощью линейного звена второго порядка.

Существенно улучшается согласование предшествующего участка траектории с экспоненциальной программой изменения высоты, если не фиксировать заранее значения T_э и Н_н = Н_э, а вычислять их в ходе полета, исходя из следующих условий в момент t = t_н:

;

;

;

.

Заранее задается только допустимый уровень нормального ускорения .

Из соотношений (2) и (3):

или

(*)

Из (0), (1) и (2):

Подставив сюда выражение для Т_Э по (*), получаем

,

что дает условие для фиксации момента t_H:

,

то есть переход на «экспоненциальное уравнение» осуществляется в момент, когда

(**)

По из (*) определяется Т_Э; все параметры экспоненциальной программы оказываются определенными и наилучшим образом согласованными с условиями задачи.

; ;

при

Экспоненциальная программа не оптимальна – затягивается выход на Н_МВ. Этот недостаток ослабляют, например, делая Т_Э убывающей функцией времени.

Использование экспоненциальной программы естественно, если в момент ее включения процесс Н(t) уже изменяется в направлении Н_К. Желание расширить область возможных сочетаний начальных условий привело к предложению использовать программу, формируемую как решение дифференциального уравнения

с начальными условиями:

x₀ = H_H и (в дальнейшем для определенности полагаем Т₁Т₂).

Однако, решение этого уравнения при имеет вид:

Разность двух экспонент с различными постоянными времени может приводить к немонотонному характеру процесса Н(t). Условие монотонности:

соответствует "подныриванию" ЛА под чисто экспоненциальную программу с соответствующей постоянной времени в начале движения по ней.

Чем больший выигрыш по снижению второй производной в момент начала движения по программе "с двумя экспонентами" мы имеем, тем сильнее может проявиться немонотонность изменения программы.

При Т₁ = Т₂ = Т_Э

В этом случае для монотонности процесса Н(t) требуется строгое равенство

,

соответствующее условию включения чисто экспоненциальной программы. Время выхода на малую высоту при этом удваивается по сравнению с временем движения по программе с одной постоянной времени Т_Э.

Выход из пикирования производится на высоту Н_МВ, априорно выбранную с запасом (по оценкам ошибок измерения высоты, неровности подстилающей поверхности, возможной амплитуды колебаний высоты полета). В процессе выхода на малую высоту производится уточнение фактического минимального превышения высоты полета над подстилающей поверхностью и подстройка установки Н_МВ. Таким образом, осуществляется адаптация к фактическим условиям полета.

Влияние параметров алгоритма управления на критические параметры полета достаточно сложно (уровни установок ₁ и ограничения на скорость их изменения одновременно влияют практически на всю совокупность ограничиваемых переменных). Требуется еще и учет влияния ветровых порывов, вариаций атмосферных условий, характеристик ЛА, его двигательной установки и СУ. Поэтому синтез ведется в несколько приближений: после выбора структуры закона управления и первой аналитической оценки его параметров на основе только что изложенных соображений проводится серия расчетов – моделирование с использованием полной пространственной системы уравнений динамики управляемого полета с целью уточнения номинальных настроек и их влияния на ограничиваемые параметры полета. На заключительном этапе синтеза решается задача линейного программирования на минимизацию дистанции снижения с учетом ограничений. Влияние вариаций параметров на критерий оптимальности решения и на ограничиваемые величины считается аддитивным:

при (по всем режимам полета и всем контролируемым ограничениям на поведение ЛА);

- поправки к выбранным настройкам,

и - коэффициенты влияния,

- ограничения.

Результаты синтеза проверяются статистическим моделированием, полунатурным моделированием с реальными рулевыми приводами и прибором инерциальной навигации и автопилотирования. Заключительным этапом проверок являются летные испытания ЛА.