35553

Система управления летательного аппарата (СУЛА)

Конспект

Логистика и транспорт

В основе процесса управления лежит информация о задачах управления заданной цели и текущем состоянии системы. В соответствие с эти процесс управления включает следующие основные этапы: получение необходимой информации о задачах управления; получение информации о текущем состоянии объекта управления ЛА; анализ полученной информации и выработку решения управляющего воздействия; реализацию принятого решения. Из этих же элементов состоит процесс управления ЛА.

Русский

2013-09-16

2.06 MB

205 чел.

Введение

  1.  Основные понятия и определения

 Система управления летательного аппарата (СУЛА) – комплекс технических устройств, обеспечивающих управление летательным аппаратом (ЛА).

Под управлением будем понимать процесс изменения параметров движения ЛА в желаемом направлении для достижения заданной цели. В основе процесса управления лежит информация о задачах управления (заданной цели) и текущем состоянии системы. В соответствие с эти процесс управления включает следующие основные этапы:

  •  получение необходимой информации о задачах управления;
  •  получение информации о текущем состоянии объекта управления (ЛА);
  •  анализ полученной информации и выработку решения (управляющего воздействия);
  •  реализацию принятого решения.

Из этих же элементов состоит процесс управления ЛА. Летчик, визуально и пользуясь показаниями приборов, наблюдает за параметрами движения самолета в пространстве (направлением, скоростью и другими). Он сравнивает фактические значения параметров движения с заданными, проводит анализ, вырабатывает решение и, исполняя его, воздействует на командные рычаги управления (КРУ). В результате этого воздействия отклоняются органы управления (ОУ), которые изменяют силы и моменты, действующие на самолет, а соответственно и параметры движения в желаемом направлении.

Командные рычаги управления - технические устройства, обеспечивающие восприятие и передачу управляющих воздействий летчика.

Органы управления ЛА – технические устройства, с помощью которых регулируется величина и направление сил и моментов, действующих на ЛА.

На современных самолетах применяются ОУ двух видов:

  •  аэродинамические;
  •  струйные (газодинамические).

В зависимости от их предназначения различают (рис. 1):

органы продольного управления: управляемый стабилизатор (дифференциальный стабилизатор); переднее горизонтальное оперение; элевоны (на самолетах схемы "бесхвостка"); управляемый вектор тяги;

органы поперечного управления: элероны; элевоны, выполняющие функции элеронов; флапероны, выполняющие функции элеронов; интерцепторы; дифференциальный стабилизатор; поворотные сопла или струйные рули.

органы путевого управления: руль направления; цельно поворотный киль; дополнительные управляемые поверхности в нижней части фюзеляжа.

органы управления, используемые для повышения ЛТХ: управляемые носки и предкрылки; управляемые закрылки и флапероны; изменяемая стреловидность крыла; интерцепторы; тормозные щитки; реверс тяги.

органы управления скоростью: двигатель; тормозные щитки; тормозной парашют; реверс тяги и др.

 В зависимости от распределения функций между летчиком и автоматическими устройствами процесс управления принято разделять на три вида (режима работы СУЛА):

  •  неавтоматическое;
  •  полуавтоматическое или директорное;
  •  автоматическое.

При неавтоматическом управлении  все функции по управлению ЛА (прием и анализ информации, выработка и исполнение решения) выполняет летчик, который, воздействуя на КРУ, отклоняет непосредственно или с помощью рулевого привода ОУ. СУЛА будем называть "ручной", если она не содержит элементов, улучшающих характеристики устойчивости и управляемости ЛА, и "ручной автоматизированной" при включении в нее элементов системы устойчивости и управляемости (СУУ).

При автоматическом управлении все функции по управлению ЛА выполняет система автоматического управления (САУ).

При полуавтоматическом управлении часть функций выполняет летчик, часть автоматические устройства. Характерный пример – директорное управление. При таком управлении прием, анализ информации, выработку управляющего сигнала, так же как и при автоматическом управлении, осуществляет вычислитель САУ, который подает сигнал не на исполнительное устройство САУ (рулевой агрегат), а на директорный командно-пилотажный прибор (КПП). В  задачу летчика входит соответствующим отклонением КРУ исполнение команд, выдаваемых директорным прибором в виде отклонения командных стрелок.

При выполнении полета САУ (или летчик) обеспечивает изменение параметров движения по определенному закону.

Закон управления - математическая или логическая зависимость между отклонением ОУ и текущими и заданными параметрами движения ЛА.

02. Структура и состав типовой системы управления

Задачи, которые решает СУЛА, условно можно разделить на три уровня:

  •  обеспечение требуемой устойчивости и управляемости ЛА при управлении летчиком;
  •  стабилизация тех или иных параметров движения;
  •  целенаправленное управление траекторией, т.е. осуществление сложных траекторных маневров.

Задачи трех уровней связаны между собой иерархически. При этом самым высоким является уровень целенаправленного управления траекторией. Решение данных задач происходит в соответствующих замкнутых контурах СУЛА.

Показатели собственной устойчивости и управляемости ЛА регламентируются рядом требований, выработанных практикой эксплуатации. Реализация этих требований аэродинамическими и конструктивными средствами без ухудшения летных данных, как правило, не представляется возможным. Поэтому в состав СУЛА, помимо системы ручного управления, связывающей КРУ с ОУ, входит система устойчивости и управляемости, которая функционирует совместно с летчиком при ручном пилотировании. Улучшение характеристик устойчивости и управляемости с помощью СУУ позволяет:

наиболее полно использовать маневренные возможности ЛА;

упростить пилотирование;

пилотировать ЛА  без выхода на критические режимы полета.

Основной особенностью СУУ является то, что ее структура и параметры определяются прежде всего аэродинамической компоновкой конкретного ЛА.

Полет ЛА может быть разложен на ряд типовых этапов. Для большинства из них характерным является поддержание постоянным значения (стабилизация) того или иного параметра полета. Процесс длительной стабилизации утомителен для летчика, поэтому на борту устанавливают систему автоматического управления, выполняющую функции стабилизации углового положения ЛА и траекторных параметров - высоты, скорости, курса, линии заданного пути.  Структура САУ определяется перечнем параметров, которые необходимо стабилизировать. В связи с эти законы управления САУ ЛА различного назначения могут совпадать. Аэродинамика ЛА оказывает влияние лишь на параметры САУ, ее передаточные числа, а также через систему ручного управления на принцип ее включения в СУЛА и ее исполнительные механизмы.

Решение задачи целенаправленного управления траекторией осуществляется с помощью специальных навигационных измерителей: инерциальных систем, ДИСС, РСБН, РСДН, радиовысотомеров и др. Все эти измерители входят в состав навигационного комплекса ЛА. Информация о навигационных параметрах передается летчику через навигационные приборы системы индикации. Управление траекторией возможно как в ручном режиме, так и с использованием САУ (директорный и автоматический режимы). При этом навигационный вычислитель формирует управляющие сигналы, которые отрабатываются летчиком или САУ.

Контур траекторного управления определяется, прежде всего, задачами, решаемыми ЛА. Аэродинамика ЛА косвенно сказывается на параметрах этой системы через те динамические характеристики, которые реализуются внутренними контурами САУ, а также через его летно – технические характеристики. В задачах навигации и управления траекторией на больших участках полета ЛА вообще может рассматриваться как материальная точка.

Таким образом, для решения сформулированых выше задач в состав СУЛА входят СУУ и САУ, которая обычно включает систему стабилизации параметров полета (ССт) и систему траекторного управления (СТУ).  Функциональная схема типовой системы управления представлена на рис.2.

Наряду с разделением систем по иерархическим уровням (по вертикали), СУЛА можно разделить на ряд каналов управления (по горизонтали): канал руля высоты, канал элеронов, канал руля направления и др. Каждый из каналов также является функциональным образованием (объединением систем) и содержит три основные части:

  •  информационную;
  •  управляющую;
  •  исполнительную.

Информационная часть состоит из датчиков угловых скоростей, перегрузки, углов атаки и скольжения, положения КРУ и других параметров, используемых в СУЛА.

Управляющая часть объединяет в себе несколько функциональных подсистем:

КРУ и систему создания усилий на них;

механическую или электродистанционную системы (ЭДСУ), связывающие КРУ с приводами ОУ;

вычислители.

Управляющая часть обеспечивает:

создание на рычагах управления требуемых характеристик управляемости по усилиям и перемещениям;

осуществление связи между КРУ в кабине ЛА и приводами рулей;

формирование заданного закона управления ЛА на основе сигналов информационной части СУЛА;

формирование ограничительных сигналов, предотвращающих (затрудняющих) непроизвольный вывод ЛА за границы предельных режимов полета.

Исполнительная часть включает исполнительные органы САУ (рулевые агрегаты), рулевые приводы, их блоки управления и контроля, а также ОУ. Данные элементы обеспечивают отработку сигналов, формируемых управляющей частью системы.

03. Требования к системам управления

  1.  СУЛА должна обеспечивать управление ЛА на всех режимах, определяемых его назначением, с необходимой точностью, при допустимой психофизиологической нагрузке экипажа. Для удовлетворения этому комплексному требованию необходимо:

осуществлять управление с допустимым искажением входного сигнала и без заметного запаздывания выходного на всех эксплуатационных режимах;

обеспечивать переход с одного режима работы на другой без ударов и резкого изменения параметров движения ЛА;

обеспечивать эргономическое соответствие свойств техники возможностям летчика –оператора.

  1.  СУЛА должна обеспечивать высокую безопасность полетов. Для удовлетворения этому комплексному требованию необходимо:

обладать практической безотказностью, что достигается высокой надежностью элементов СУЛА и резервированием;

обеспечивать возможность парирования отказов системы и аварийного перехода с автоматического режима работы на ручной.

3.СУЛА должна обладать высокой боевой живучестью, обеспечивающей при боевом повреждении продолжение полета или безопасное возвращение на свою базу.

4.СУЛА должна удовлетворять таким общим требованиям, предъявляемым ко всем  агрегатам  и системам ЛА, как высокие эксплуатационная технологичность и ремонтопригодность, минимальные масса, габариты и стоимость и др.

04. Краткие сведения из истории развития СУЛА

Практически до конца 30-х годов ХХ столетия управление самолетом на всех этапах полета выполнялось летчиком вручную, в основном по визуальным ориентирам и с использованием информации небольшого числа приборов, устанавливаемых на борту. Система управления таких самолетов представляла собой механическую проводку, связывающую КРУ с ОУ. Летчик приложением усилий к КРУ непосредственно преодолевал шарнирные моменты, т.е. осуществлялось «прямое управление». Круг задач пилотирования был весьма ограниченным, а точность выполнения невысокой.

Толчком к развитию систем управления послужило совершенствование самолетов, улучшение их летно-технических характеристик (прежде всего длительности и протяженности полетов).

Первой была автоматизирована задача угловой стабилизации самолета с помощью автопилота. Для самолетов с большой продолжительностью крейсерского полета длительная стабилизация установившихся параметров траектории полета для летчика утомительна, хотя и проста, в особенности для винтовых самолетов тех лет. Автоматическая стабилизация угла тангажа обеспечивала движение с постоянной скоростью и высокой, а стабилизация углов крена и рысканья – движение в заданном направлении. Первый российский автопилот АВП-1 появился в 1932 году. Уже во время Великой отечественной войны автопилот АП-42 устанавливался практически на всех самолетах военно-транспортной авиации и на части бомбардировочной.

В 50-х годах автопилот становится неотъемлемой принадлежностью каждого самолета. Функции автопилота расширяются: появляются режимы стабилизации высоты и скорости, координированного виража и других программных маневров.

На данном этапе развития средств автоматизации полета автопилот облегчал самолетовождение на маршруте, т.е. на наиболее продолжительном участке полета. Вопрос о необходимости включения автопилота решался летчиком, который мог управлять самолетом и вручную, ориентируясь визуально или по приборам. Автопилот не являлся единственно возможным средством управления, поэтому требования к надежности первых автопилотов были не очень высокими.

Однако в дальнейшем на бортовую автоматику стали возлагать функции управления, трудно выполнимые для летчика. К ним относится посадка самолета при ограниченной видимости или при отсутствии прямой видимости аэродрома. Посадка самолета является одним из наиболее сложных этапов полета. Близость земли требует особо четкого и строгого управления снижением. Поэтому, если посадка происходит при отсутствии визуального контакта с землей, единственным средством управления самолетом является автоматическая система посадки. В отличие от маршрутного полета в облаках здесь управление по обычным пилотажным приборам невозможно. С появление систем автоматической посадки автоматике была передана функция целенаправленного управления траекторией.

Дальнейшее развитие САУ идет по линии автоматизации целенаправленно управления траекторией на всех этапах полета. Предпосылкой для успешного решения этой задачи является прогресс, достигнуты в области создания измерительных средств, а также бортовых вычислительных средств. САУ с цифровыми вычислителями могут выполнять более сложные функции, чем автопилот. Одной из таких функций является автоматическое управление траекторией по заданной программе.           

В развитии системы ручного управления особое значение имеют два этапа, которые существенно повлияли на ее структуру и открыли большие возможности в области автоматизации управления самолетом.

 Первый этап связан с созданием необратимого бустерного управления (НБУ) без перехода на непосредственно ручное управление.

В конце 40-х годов прогресс в области аэродинамики и двигателестроения обеспечил преодоление звукового барьера. Однако при создании первых сверхзвуковых самолетов специалисты столкнулись с рядом новых проблем.  К ним относятся:

  •  значительное увеличение продольных моментов, действующих на самолет вследствие сдвига назад аэродинамического фокуса;
  •  уменьшение эффективности управления по всем каналам в области сверхзвуковых скоростей;
  •  исключительно большой рост аэродинамических шарнирных моментов;
  •  значительное ухудшение демпфирующих свойств самолета на больших высотах и сверхзвуковых скоростях и ухудшение реакции самолета на управляющие команды летчика.

Таким образом, для осуществления сверхзвукового полета потребовалось создание особой системы управления.

Для продольной балансировки пришлось применить полностью управляемый стабилизатор, что, в свою очередь, потребовало применения НБУ. Первым самолетом, на котором было установлено бустерное управление (без перехода на ручное), был самолет Су–7Б.

Однако на больших до звуковых скоростях эффективность такого стабилизатора стала избыточной. Поэтому в СУЛА появилась система регулирования передаточного числа проводки управления (отношение хода ручки к отклонению стабилизатора). Кроме того, для обеспечения летчику "чувства полета" стали использоваться системы регулирования усилий, возникающих при управлении.  

Приемлемые динамические характеристики управляемости достигались применением демпферов.

В целом, можно отметить, что проблемы устойчивости и управляемости при переходе на сверхзвук стали определяющими. Трудности были пройдены только благодаря применению более совершенной системы управления.

На первом этапе внедрения средств автоматизации в качестве комплексирующей системы использовалась механическая система управления (МСУ). Именно она по сути дела связывала компоненты отдельных систем в единую систему управления. Основное достоинство механической проводки заключалось в высокой ее надежности, стабильности характеристик, в малой чувствительности к параметрам внешней среды (температуре, давлению, электромагнитным излучениям различного рода и т.д.). Однако использование для передачи управляющих сигналов МСУ не позволяет обеспечить необходимое качество управления неустойчивым самолетом (точность и быстродействие в отработке большого спектра управляющих сигналов от летчика) вследствие присущих ей недостатков: наличия люфтов, упругости, трения и других нелинейностей.

Поэтому второй этап в развитии СУЛА связан с заменой механической системы передачи управляющих сигналов к приводам поверхностей управления на электродистанционную (СДУ). Оказалось возможным обеспечить на базе СДУ искусственную устойчивость самолета. Самолет Су-27 – первый  статически неустойчивый самолет, на котором статическая устойчивость обеспечивается при помощи СДУ, что позволило реализовать все преимущества неустойчивого самолета.

Несмотря на большое разнообразие созданных за последнее время самолетов, их системы ручного управления можно свести к некоторым основным типам:

система управления с механической связью и минимальной автоматизацией (Ан-12, Су-25, МиГ-21);

система управления с механической связью и автоматизацей, обеспечивающей приемлемый уровень характеристик устойчивости и управляемости (Ан-22, Ил-76, МиГ-25, МиГ-29, МиГ-31, Су-24, Ми-24);

электродистанционная система управления с резервной механической связью (Ту-160);

электродистанционная система управления без механической связи, использующая аналоговую или цифровую технику (МиГ-29К, Су-27, Су-30, Су-35).

Тема №1. Контур неавтоматического управления и его свойства

В начальный период развития авиации ручное управление самолетом было единственным способом пилотирования. В настоящее время развитие техники привело к тому, что многие функции, связанные с управлением самолетом, осуществляют автоматические устройства. Однако, несмотря на это, управление самолетом в целом продолжает оставаться в руках летчика. Поэтому рассмотрение СУЛА целесообразно начать с контура неавтоматического (ручного) управления, что дает возможность:

во-первых, убедиться в самой необходимости автоматизации;

во-вторых, определить какими автоматами должны быть оснащены современные ЛА.

Для решения этих задач необходимо:

выделить составляющие контура неавтоматического управления;

построить модели отдельных элементов контура;

на основе моделей определить и проанализировать динамические свойства контура управления, сформулировать конструктивные требования к отдельным его элементам и определить потребный состав средств автоматики.

Контур неавтоматического управления включает следующие звенья (рис.1.1):

летчика;

систему неавтоматического управления (СНУ);

ЛА.

Для исследования динамических свойств контура неавтоматического управления рассмотрим свойства его  отдельных звеньев.

Состав системы неавтоматического управления

СНУ предназначена для передачи управляющих действий лётчика к органам управления, т.е. она связывает КРУ и ОУ.

СНУ в общем случае включает:

КРУ (ручку управления самолетом, педали);

средства формирования загрузки КРУ;

проводку управления;

систему регулирования передаточного отношения проводки управления;

рулевые агрегаты (РА) и рулевые приводы (РП);

органы управления.

 Командные рычаги управления предназначены для взаимодействия летчика с системой управления. Конструкция их должна соответствовать определенным эргономическим требованиям и обеспечивать отклонение органов управления только по соответствующему каналу. На легких самолетах рычаги управления по тангажу и крену объединены в единую ручку, перемещение которой «на себя – от себя» ведет к отклонению органов продольного управления, а «влево – вправо» - поперечного. На неманевренных самолетах с большими потребными значениями усилий для управления применяется штурвальная колонка. Для путевого управления применяются педали, как правило, параллелограммного типа.

Средства формирования загрузки КРУ в системах с необратимым бустерным управлением обеспечивают летчику «чувство полета». К данным средствам относятся: загрузочный механизм, исполнительное устройство системы регулирования загрузки, механизм триммерного эффекта. Механизм триммерного эффекта (МТЭ) необходим для снятия усилий с КРУ на установившихся режимах полета.

В системах управления дозвуковых самолетов (с непосредственно ручным управлением) используются специальные устройства для снижения нагрузки на КРУ – пружинные или кинематические сервокомпенсаторы. Для снятия усилий с КРУ на установившихся режимах полета применяются триммеры.

Проводка управления предназначена для передачи управляющих сигналов летчика к органам управления (рулевым приводам). Механическая проводка управления может быть:

жесткой, состоящей из тяг, качалок и роликовых направляющих;

гибкой, включающей тросы, секторы, тандеры и роликовые направляющие;

смешанного типа.

Кроме того, проводка содержит упоры, обеспечивающие ограничение ее перемещений, балансировочные грузы и другие элементы.

Точность передачи управляющих сигналов летчика к органам управления зависит от жесткости проводки управления, величины сил трения, люфтов. Люфты и сила трения в проводке управления нормируются и контролируются в процессе эксплуатации.

Гибкая проводка примерно одинакова по массе с жесткой по условиям обеспечения требуемой жесткости, но по компановочным соображениям она значительно выгоднее. Однако имеется и ряд существенных недостатков, что ограничивает ее применение: большие силы трения, меньшая надежность и боевая живучесть, большая зависимость жесткости от температуры окружающей среды.

Система регулирования передаточного отношения проводки управления обеспечивает заданные характеристики статической управляемости самолетов. Система в общем случае включает:

нелинейный механизм, обеспечивающий необходимый закон отклонения стабилизатора в зависимости от отклонения ручки;

исполнительное устройство системы регулирования передаточного отношения.

1.2. Требования к системам неавтоматического управления

К СНУ предъявляются следующие основные требования:

размещение механизмов, тяг, тросов, и других деталей должно исключать возможность соприкосновения их с другими деталями и трение подвижных деталей об элементы конструкции самолета, а также попадание в систему посторонних предметов;

конструкция системы управления должна обеспечивать плавную, без запаздывания работу органов управления и исключать возможность возникновения таких упругих деформаций и люфтов, которые могут привести к нежелательным изменениям характеристик устойчивости и управляемости;

органы управления должны обеспечивать на всех нормальных режимах и в особых ситуациях полета управляемость самолета при усилиях на КРУ, соответствующих нормируемым для данного типа;

деформация фюзеляжа, крыла и проводок управления не должна вносить существенных искажений в работу системы управления или приводить к ее заклиниванию;

все сочленения и механизмы системы управления должны быть доступны для осмотра и обслуживания через смотровые люки;

должна быть исключена не синхронность отклонения симметрично расположенных левых и правых закрылков и тормозов;

включение и отключение органов управления торможением должно быть плавным.    

1.3. Динамические свойства системы неавтоматического управления

Будем полагать, что ЛА совершает равномерное поступательное движение при сбалансированной загрузке рычагов управления. В этом случае при рассмотрении СНУ можно исключить из конструкции МТЭ, а загрузочный механизм представить пружиной постоянной жесткости. Считаем, что нагрузка (шарнирные моменты) на рычаги управления не передается. Ограничимся рассмотрением только малых перемещений КРУ. Тогда из рассмотрения могут быть исключены средства регулирования передаточного отношения проводки управления.

При принятых допущениях СНУ, например, для канала тангажа, может быть представлена схемой, показанной на рис.1.2. На схеме отмечены: командный рычаг управления (ручка управления), тяги, качалки, рулевой привод, загрузочный механизм, орган управления (стабилизатор) и рулевой агрегат (РАУ).

Входным сигналом СНУ является усилие, прикладываемое летчиком к ручке управления. Выходом - отклонение органа управления.

Для рассмотрения динамических свойств условно разделим полученную СНУ на четыре последовательно соединенных звена, через которые проходит входной сигнал:

входное звено;

кинематическое звено;

рулевой привод;

выходное звено.

В соответствии с проведенным делением передаточная функция СНУ запишется следующим образом:

    (1.1)

Далее определим передаточные функции основных звеньев СНУ. Примем следующие допущения:

инерционные характеристики подвижных частей проводки управления от ручки до РП привода представим в виде сосредоточенной массы  на ручке управления. А от рулевого привода до органа управления – в виде приведенного момента инерции  на оси стабилизатора;

распределенную жесткость проводки на участке от ручки управления до загрузочного механизма заменим жесткостью , а от РП до стабилизатора - ;

проводку управления от загрузочного механизма до рулевого привода считаем абсолютно жесткой (в силу малости усилий на этом участке);

люфты в проводке управления отсутствуют;

силы трения на участке до РП представим в виде приведенной к ручке эквивалентной силы вязкого трения, а на участке от РП – в виде приведенного к рулю эквивалентного момента вязкого трения;

коэффициенты передач постоянны;

РП  обладает достаточным запасом по развиваемому усилию и скорости перемещения штока.

Вывод передаточной функции входного звена. На ручку управления действуют три силы: усилие , прикладываемое летчиком; сила трения, пропорциональная скорости перемещения ручки  и сила упругости, пропорциональная ее жесткости . Таким образом, дифференциальное уравнение входного звена имеет вид:

     (1.2)

В данном уравнении усилие летчика  - входное воздействие, а перемещение ручки управления  – выходной сигнал. Для определения передаточной функции необходимо определить зависимости  и .

Учитывая кинематическое соотношение, получим

  (1.3)

Второе выражение найдем из условия равновесия сил звена (), полагая, что :

.

Подставим в полученное уравнение выражение (1.3) и определим необходимую зависимость

    (1.4)

Подставим теперь (1.4) и (1.3) в уравнение (1.2). В результате исходное уравнение имеет вид

.

Проведя необходимые преобразования,   получим искомую передаточную функцию входного звена

 (1.5)  

Анализ передаточной функции позволяет сделать следующие выводы:

динамические свойства входного звена описываются звеном второго порядка. Его свойства определяются относительным коэффициентом затухания . При увеличении  колебательность переходных процессов будет уменьшаться, а демпфирование возрастать;

при увеличении трения в проводке управления (увеличении коэффициента ) колебательность переходных процессов уменьшается. Однако чрезмерно большие силы трения приводят к затягиванию переходных процессов и, как следствие, к большим искажениям в передаче управляющих сигналов;

собственная частота зависит от коэффициентов передачи , , жесткости проводки и ее массы , а также от жесткости загрузочного механизма ;

при увеличении массы проводки колебательность переходных процессов возрастает (собственная частота пропорциональна корню из массы).

Установившееся значение перемещения ручки управления определяется следующим выражением

,  откуда  ,

т.е. приведенная масса проводки управления не влияет на установившееся значение отклонения КРУ, но оно зависит от жесткости проводки и загрузочного механизма.

 Вывод передаточной функции кинематического звена. При проектировании системы управления стараются, чтобы перемещение золотника рулевого привода было пропорционально перемещению входных качалок . Следовательно, динамические характеристики кинематического звена в первом приближении можно описать усилительным звеном

, т. е.   (1.6)

Из выражения (1.6) следует, что перемещение золотника РП будет зависеть от жесткости проводки управления и жесткости загрузочной пружины. Это нежелательно, т.к. приводит к искажению управляющего сигнала. Поэтому необходимо обеспечить высокую жесткость проводки, т.е. добиться, чтобы  было много больше . Для этого необходимо устанавливать загрузочные механизмы как можно ближе к КРУ. В этом случае участок между точками  и  будет короче, а его жесткость выше.

 Вывод передаточной функции выходного звена. Предположим, что система управления обладает большим быстродействием и при отклонении руля угол атаки не успевает измениться. Тогда шарнирный момент руля можно представить в виде . Дифференциальное уравнение выходного звена запишется в следующем виде:

.

Полагаем, что . Тогда

.

После преобразования получим передаточную функцию

 (1.7)

Таким образом, выходное звено представляет собой звено второго порядка. Но в отличие от входного звена характеристика затухания может стать отрицательной из-за большой по абсолютной величине составляющей шарнирного момента ("маховая тряска" на трансзвуке). Для предотвращения колебания органов управления устанавливаются гидравлические демпферы или демпферы сухого трения.

Анализируя выражения (1.1), (1.5), (1.6) и (1.7), можно отметить, что даже без учета динамики РП передаточная функция СНУ описывается звеном как минимум четвертого порядка.

Отклонение органа управления по окончании переходного процесса определится следующим образом:

,

где - передаточное число проводки управления от ручки к органу управления, а - жесткость загрузки ручки. Отметим, что жесткость загрузки зависит не только от жесткости пружины загрузочного механизма, но и от передаточного числа от ручки до загрузочного механизма .

Из полученного выражения видно, что при усилии, приложенном к ручке управления, отклонение стабилизатора будет определяться не только параметрами СНУ, но и режимом полета, т.е. управляющий сигнал летчика будет искажаться. Для устранения этого явления необходимо увеличить жесткость выходного звена. При  влиянием производной  можно пренебречь. Конструктивно для обеспечения этого рулевые приводы устанавливаются в непосредственной близи к органу управления, и тяги, соединяющие привод и орган управления, делают максимально мощными.

Для идеальной системы управления, когда можно считать проводку абсолютно жесткой, а запаздывания в звеньях системы пренебрежимо малы, передаточная функция  СНУ будет иметь вид:

,

т.е. представляет собой усилительное звено.

При правильно сконструированной системе управления основные искажения в передачу управляющих сигналов будет вносить РП.

1.4. Свойства летчика-оператора в контуре неавтоматического управления

Характер действий летчика зависит от многих факторов: целей управления, свойств объекта управления, характеристик системы индикации и др. Управление может осуществляться в одном и нескольких каналах, по одному и нескольким параметрам в каждом канале. Это не позволяет разработать единую математическую модель действий летчика-оператора пригодную для всех условий управления. Создаются модели для отдельных задач управления, которые отражают действия летчика в среднем.

В процессе непрерывного пилотирования летчик в соответствии с требованиями задачи и воспринимаемыми сигналами вырабатывает управляющие воздействия, которые носят, как правило, непрерывный характер. Действия летчика в таких условиях могут быть представлены динамической системой, описывающей последовательность трех взаимосвязанных процессов:

восприятия информации;

переработки информации;

отработки управляющих воздействий.

 Восприятие информации осуществляется сенсорной системой человека, состоящей из совокупности анализаторов, каждый из которых приспособлен к определенному виду информации (зрительной, акцелерационной, кинестетической и др.). Восприятие включает процессы, возникающие в анализаторе от момента воздействия на него того или иного стимула до поступления импульсов в сенсорные отделы головного мозга.

Отработка управляющих воздействий осуществляется моторной (периферийной нервномышечной) системой. Моторная система включает ряд сенсорных датчиков, передающих информацию через спинной мозг в центральную нервную систему о положении сустава (проприоцептивный анализатор), о скорости перемещения и положении мышцы руки (кинестетический анализатор) и о прикладываемых усилиях (анализатор усилий). Последние два из них одновременно являются датчиками обратной связи в моторной системе. Процесс отработки управляющих команд начинается с момента поступления импульсов из моторных отделов головного и заканчивается перемещением конечности вместе с рычагом.

Связь сенсорных отделов с моторными осуществляется центральной нервной системой. При передаче сигналов от одного отдела к другому принятая информация перерабатывается, и на ее основе вырабатывается стратегия управления.

В связи с этим в диапазоне рабочих частот до 1,2 ...1,5 Гц оказалось возможным характеризовать деятельность летчика квазилинейным звеном. Полученная в экспериментах модель имеет следующую передаточную функцию

.      (1.8)

В передаточной функции (1.8) можно выделить три блока:

запаздывания;

корректирующий;

нервномышечный.

 Блок запаздывания характеризует время, потребное для возбуждения рецепторов анализатора, прохождения сигнала до сенсорного отдела головного мозга, интерпретации полученной информации и осуществления необходимых расчетов ( с).

Корректирующий блок отражает способность человека к самонастройке, т.е. к приспособлению своих динамических характеристик к динамическим характеристикам остальной части системы и характеристикам входного сигнала. Этот блок преобразует входной сигнал в команду моторной системе.  Настройка блока осуществляется путем изменения значений . Коэффициенты  характеризуют способность летчика работать с опережением, т.е. не только реагировать на рассогласование, но и на ее скорость. Очевидно, что чем большая величина  требуется для обеспечения хороших динамических свойств системы, тем труднее процесс управления для летчика, тем более что необходимое увеличение  требует большей точности в определении скорости изменения входного сигнала. Эксперименты показывают, что данная величина не превышает 1 с. Способность летчика реагировать с задержкой характеризуется величиной . Управление с задержкой проще управления с опережением, поскольку летчику не приходится оценивать скорость изменения входного сигнала. Эксперименты дают значение .

Нервномышечный блок  характеризует запаздывание между командой, идущей в моторную систему, и реакцией перемещения руки летчика на команду. Величину  можно считать постоянной и равной 0,1…0,2 с.

Таким образом, летчик в контуре управления может быть приближенно описан динамической системой с переменной структурой и переменными параметрами, которая перестраивается в соответствии с изменяющимися характеристиками самолета и действующими на него возмущениями.

Исследованиями установлено, что человек реагирует на команду перемещением, а не усилием, т.е. имеет место, так называемая, кинестетическая связь. Однако при наличии усилий на ручке летчик лучше ощущает положение рычага управления и лучше контролирует свои действия. Именно из этих соображений КРУ ЛА всегда загружаются пропорциональной нагрузкой.

Приведенная квазилинейная модель летчика обладает рядом недостатков:

человек не работает как чисто линейное звено. Кроме управляющего сигнала он добавляет случайные сигналы – "шум". Однако, как показывают эксперименты, в диапазоне частот до 0,5 Гц уровень этого шума не превышает 5%;

модель не отражает способности летчика к экстраполяции своей реакции, т.е. при временном исчезновении входного сигнала летчик продолжает управление примерно в том же виде, как и при наличии сигнала;

человек осуществляет управление дискретно, квантуя перемещение КРУ по времени.

Созданы более сложные дискретные модели оператора. Но для рассматриваемых частот они дают примерно такие же результаты, что и квазилинейная модель.

Летчик оценивает обычно объект как плохой в управлении, если требуется вводить корректирующие действия, особенно с прогнозированием. Наиболее благоприятно, по оценкам летчика, если его действия описываются передаточной функцией (нервномышечным запаздыванием пренебрегаем)

   (1.9).

1.5. Исследование устойчивости замкнутого контура

"летчик – СНУ – самолет"

Проанализировав свойства отдельных звеньев, можно приступить к анализу динамики замкнутого контура управления. Основное внимание при этом уделим исследованию устойчивости. Задача заключается в том, чтобы выявить конструктивные и эксплуатационные факторы, влияющие на устойчивость замкнутого контура "летчик – СНУ – самолет".

Исследование проведем на примере продольного канала управления. Структурная схема контура представлена на рис. 1.3. Передаточная функция контура будет определяться следующим образом

.

В рассматриваемом контуре управления самым быстродействующим звеном является СНУ. Это позволяет рассматривать СНУ как усилительное звено, т.е.

.

Самым инерционным звеном является летчик. Его передаточную функцию представим в виде

.

Передаточная функция изменения перегрузки самолета при отклонении стабилизатора имеет вид

, где .

После подстановки передаточных функций отдельных звеньев в общее выражение получим

,

где

 и  .

Анализ данной передаточной функции показывает, что динамические свойства замкнутого контура зависят от свойств самолета, свойств СНУ и свойств летчика-оператора.

Так как производная , характеризующая эффективность руля высоты, меньше нуля, то при увеличении коэффициента усиления летчика  коэффициент демпфирования  уменьшается, а собственная частота растет . Относительный же коэффициент  демпфирования  уменьшается в еще большей степени. Аналогичным образом на управление влияет и постоянная запаздывания летчика . Следовательно, включение летчика в контур управления повышает колебательность переходного процесса. При чрезмерном увеличении коэффициента усиления или времени запаздывания характеристика демпфирования может стать отрицательной. В результате появятся незатухающие колебания с нарастающей амплитудой. Таким образом, существуют предельные значения данных величин, при превышении которых появляется непроизвольная раскачка.

Наиболее опасно превышение коэффициента усиления, поскольку он влияет и на коэффициент затухания и на собственную частоту. Предельное значение коэффициента усиления летчика найдем из условия:

,

откуда

Это выражение показывает, что величина предельного значения коэффициента усиления зависит от многих факторов: режима полета, несущих свойств самолета, величины запаздывания, параметров СНУ, эффективности стабилизатора и др. При неизменных значениях времени запаздывания и параметров СНУ на дозвуковых скоростях на заданной высоте коэффициент пропорционален примерно величине .

Таким образом, для предотвращения раскачки необходимо по мере увеличения скорости полета уменьшать коэффициент усиления. Однако возможности летчика по регулированию коэффициента усиления ограничены. Меньше некоторого минимального значения, лежащего на пороге его чувствительности, летчик обеспечить не может. А, следовательно, наступает раскачка, которую летчик не парирует.

При увеличении несущих свойств (например, при изменении угла стреловидности) предельное значение коэффициента усиления достигается на меньших скоростях. Летчик может расширить область устойчивых режимов за счет снижения своего запаздывания, но это значительно повышает нагрузку на него. Кроме того, возможности уменьшения запаздывания весьма ограничены.

Таким образом, наиболее эффективным способом обеспечения устойчивости замкнутого контура является регулирование параметров СНУ, а также повышение демпфирующих свойств самолета с помощью специальных средств автоматики. Регулирование параметров СНУ осуществляется автоматами статической управляемости (автоматами регулирования загрузки, автоматами регулирования передаточного отношения проводки управления, автоматами регулирования управления и т.д.). Для повышения демпфирующих свойств ЛА применяются автоматы демпфирования.

1.6. Возможные отказы системы неавтоматического управления

Механическая СНУ относится к наиболее надежным системам ЛА. Отказы СНУ в эксплуатации встречаются крайне редко. Однако к разрушению элементов СНУ могут приводить пожары на борту, механические повреждения, связанные со столкновением ЛА в воздухе, боевые повреждения.

В эксплуатации имели место случаи разрушения проводки забустерной части СНУ. Эта часть системы управления подвержена значительным нагрузкам, и ее разрушение приводит, как правило, к аварийной ситуации.    

К наиболее часто встречающимся неисправностям СНУ относятся:

повышенные усилия трения. Источниками повышенного трения могут быть гермовыводы из кабины, шарнирные соединения, узлы навески рулей, золотники гидроусилителей, механизмы загрузки и т.д.;

повышенный люфт проводки управления. Наиболее вероятной причиной люфта является износ шарнирных соединений;

отказы электромеханизмов триммерного эффекта.  

Тема №2. Системы обеспечения устойчивости и управляемости

летательных аппаратов

Устойчивость ЛА – способность ЛА без участия летчика за конечный промежуток времени возвращаться или приходить в режим установившегося полета. Устойчивость самолета разделяют на продольную и боковую. Основанием для такого  деления является симметричная форма самолета относительно его вертикальной плоскости (плоскости симметрии).

Управляемость ЛА – способность ЛА изменять параметры движения в соответствии с управляющими воздействиями. На ЛА, не обладающем управляемостью, летать невозможно.

Управляемость ЛА условно разделяют на управляемость статическую и динамическую.

 Статическая управляемость определяется отношением величины, характеризующей управляющее воздействие летчика, к вызванному этим отклонением приращению параметра движения (после окончания переходного процесса).

Динамическая управляемость характеризуется качеством переходного процесса после отклонения соответствующего КРУ. В связи с этим можно отметить, что характеристики устойчивости и управляемости связаны между собой. Хорошая устойчивость является одним из важнейших условий хорошей управляемости. Управление ЛА становится тем проще и точнее, чем быстрее затухает его свободное движение, слабее реакция на случайные, не вызываемые летчиком возмущения, и чем лучше реакция самолета на управляющий сигнал летчика. Подобные виды переходных процессов, обеспечивающие летчику наилучшие условия управления, свойственны только устойчивому самолету.

Хорошая управляемость предполагает:

простые по характеру, гармоничные и легко контролируемые в полете отклонения всех органов управления;

определенный уровень усилий на рычагах;

строго соразмеренную реакцию ЛА на действия летчика, не слишком резкую, но также и без заметного запаздывания и медленно затухающих колебаний.

Хорошие характеристики устойчивости и управляемости позволяют летчику более точно пилотировать самолет, использовать большие диапазоны углов атаки и скольжения, большие диапазоны скоростей полета и перегрузок, что способствует улучшению маневренности самолета. Кроме этого уменьшается утомляемость летчика в полете, особенно длительном, снижается вероятность его ошибок в пилотировании.

Таким образом, обеспечение требуемых характеристик устойчивости и управляемости является важнейшей задачей, решение которой предполагает:

выработку требований в отношении характеристик ЛА с учетом психофизиологических данных летчика;

формулирование этих требований в виде специальных критериев устойчивости и управляемости, которые могут быть использованы конструктором в процессе проектирования ЛА.

2.1. Требования к устойчивости и управляемости ЛА

2.1.1. Общий подход к нормированию характеристик

устойчивости и управляемости

Требования к устойчивости и управляемости формируются заказчиком на основе опыта летных испытаний. В России эти требования содержатся в ОТТ ВВС, в США в стандарте MIL-F-8785B. Подходы к формулированию требований в этих документах близки.

Все режимы полета делятся на три области:

Основная область – режимы полета, на которых должны выполняться основные задачи целевого назначения;

Эксплуатационная область – режимы полета, допустимые в массовой эксплуатации;

Предельная область – режимы полета, выход за которые является недопустимым по условиям  безопасности полетов.

Требования к устойчивости и управляемости разделяются количественно в зависимости от класса самолета. Вводятся следующие классы:

Класс I – маневренные самолеты, имеющие максимальные эксплуатационные перегрузки в пределах +(7…9) и выше и –(2…4);

Класс II – ограниченно-маневренные самолеты с максимальной положительной перегрузкой 4…5.  К этому классу относятся прежде всего самолеты фронтовой авиации.

Самолеты класса I и II, как правило, имеют массы до 50-60 т.

Класс III – неманевренные самолеты.

Основные различия в требованиях к устойчивости и управляемости по указанным классам заключается в увеличении усилий при управлении по мере роста веса, что служит препятствием для выхода перегрузки на значения, близкие к максимальной эксплуатационной.

Кроме разделения требований по классам самолетов в настоящее время принято разделение и по этапам полета на следующие категории:

Категория А – включает те этапы полета, на которых требуется точное слежение, быстрое маневрирование с точным управлением траекторией полета. Это прежде всего этапы боевого применения;

Категория Б – взлетно-посадочные этапы полета, на которых необходимо иметь достаточно точное управление траекторией, достаточно быстрое реагирование в этих условиях на внезапное усложнение условий полета;

Категория В – включает те этапы полета, на которых не требуется быстрое маневрирование и точное слежение. Например, крейсерсерский полет, набор высоты и снижение.

Качество выполнения требований к устойчивости и управляемости самолетов на различных этапах полета также разделяются на различные уровни оценки пилотажных характеристик:

Уровень 1 – характеристики устойчивости и управляемости хорошо соответствуют рассматриваемому этапу полета и пилотажные характеристики оцениваются летчиком по высшему балу (4…5). Обеспечивается в основной области;

Уровень 2 - характеристики устойчивости и управляемости обеспечивают выполнение задач данного этапа полета при некотором снижении оценки выполняемой задачи и при удовлетворительной оценке пилотажных характеристик, связанных, например, с увеличением нагрузки на летчика (2,5 …3,5). Допустим в эксплуатационной области или в основной при наличии отказа;

Уровень 3 – характеристики устойчивости и управляемости не обеспечивают эффективного выполнения задачи на данном этапе полета или его выполнение требует от летчика чрезмерной нагрузки при пилотировании. Оценка пилотажных характеристик летчиком лежит на грани допустимого (1…2). Допустим при наличии отказов.

Введение трех уровней оценки пилотажных характеристик позволяет рассматривать некоторые ухудшения характеристик при введении резервных и аварийных систем в управление.

Характеристики устойчивости и управляемости должны удовлетворять количественным и качественным требованиям и по возможности рекомендациям, которые устанавливаются в соответствии с классом ЛА, выполняемой задачей (категорией этапов полета) и качеством, с которым она должна быть выполнена (уровнем).

Требуемые характеристики устойчивости и управляемости ЛА во всех областях режимов полета могут обеспечиваться как аэродинамическими средствами, так и специальными автоматическими устройствами. 

Выбор нормируемых параметров определяется возможностью их оценки во время летных испытаний. Конкретные значения данных параметров являются закрытыми данными.

2.1.2. Требования к продольной устойчивости и управляемости

При оценке пилотажных характеристик самолета главную роль играет короткопериодическое движение, так как продольное управление используется при выполнении маневров в вертикальной плоскости и основных пространственных маневров с одновременным управлением по крену. При этом принято считать самолет абсолютно твердым телом и рассматривать режим горизонтального прямолинейного полета с постоянной скоростью. Ввиду этого для оценки можно использовать линейные модели короткопериодического движения.

Если систему управления представить усилительным звеном, то ступенчатому изменению управляющего воздействия соответствует ступенчатое отклонение органа управления. В этом случае переходный процесс полностью определяется показателями, характеризующими собственные свойства самолета.

Воспользуемся данными положениями для дальнейшего анализа. Тогда дифференциальные уравнения продольного движения самолета для оценки составляющих пилотажных характеристик запишутся следующим образом:

  (2.1)

;            (2.2)

;         (2.3)

,  (2.4)

где  и  - параметры СНУ.

Из уравнения (2.2) в операторной форме получим выражение для угловой скорости тангажа    и подставим его в (2.1). В результате получим

.

Раскрывая скобки и используя (4), полученное выражение запишем в виде

.

Наконец, используя зависимость (2.3), получим передаточную функцию нормальной перегрузки по усилию на рычаге управления

     (2.5).

Таким образом, характеристический полином системы (2.1)-(2.4) имеет вид

,

где

;     .

Заметим, что из выражения (2.5), положив , можно определить установившееся значение приращения перегрузки  в ответ на управляющее воздействие летчика :

Откуда показатель статической продольной управляемости:

.

Таким образом, характеристики самолета в малом продольном движении, а, следовательно, и оценка пилотажных свойств самолета в продольном движении летчиком,  определяются следующими параметрами:

собственной частотой короткопериодической составляющей продольного движения , которая в основном определяет время реакции самолета на управляющий сигнал летчика. Значение собственной частоты зависит, прежде всего, от коэффициента статической устойчивости ;

коэффициентом затухания . Данный коэффициент полностью определяет вид переходного процесса, его колебательность. Практически не зависит от скорости. Уменьшается с увеличением числа  М полета (коэффициенты демпфирования уменьшаются, а собственная частота растет). Колебательность переходных процессов растет при стабилизации самолетов на больших высотах и больших числах М;

производной нормальной перегрузки по углу атаки , которая определяет характер процесса управления летчиком. При высокой маневренности (> 15) небольшим изменениям угла атаки соответствует значительное изменение перегрузки, которое летчик воспринимает посредством вестибулярного аппарата (акселерационного анализатора). В результате летчик реализует обратную связь по перегрузке. При малой маневренности, а также на режимах точного слежения, летчик визуально или по приборам контролирует приращения угла тангажа и обеспечивает управление с обратной связью по этому параметру;   

характеристиками системы неавтоматического управления.

Предполагается, что величина , характеризующая эффективность органов управления, достаточна для выполнения необходимых маневров.

Исторически требования к характеристикам продольного движения начали формулироваться в виде требований на допустимые значения частоты собственных колебаний и коэффициента затухания. При формировании таких требований на плоскости параметров  и  строятся области равных оценок самолета летчиком.

В настоящее время нормируются следующие показатели:

величина относительного заброса управляемого параметра;

время срабатывания, которое характеризует быстроту реакции на ступенчатое отклонение стабилизатора и определяется интервалом времени, в течение которого перегрузка после отклонения стабилизатора в первый раз достигнет 95% установившегося значения прироста перегрузки;

параметр , который характеризует отношение максимального значения углового ускорения к приращению установившегося значения перегрузки. При малых значениях данного параметра точное пилотирование, особенно выдерживание высоты, затруднительно. Самолет на малые изменения угла тангажа отвечает большими отклонениями вертикальной скорости. Полет в строю затруднителен и опасен, точное прицеливание невозможно;

характеристики статической управляемости. При слишком легком управлении, когда требуются малые усилия для создания перегрузки, летчик может раскачать самолет. Слишком большие усилия – утомительны для пилотирования. Для легких сверхзвуковых самолетов устанавливаются следующие значения:  кГс/ед.перегр.,  мм/ед.перегр.

В НТД требования к статическим характеристикам задаются  независимо от динамических характеристик самолета. Однако исследования на стендах показывают, что такая зависимость существует. Так параметр зависит от характеристик продольного демпфирования. При снижении  необходимо увеличить загрузку КРУ. Это объясняется тем, что при большей загрузке ручки летчику труднее ее перемещать, а движения становятся более плавными, что исключает забросы по перегрузке.

На современных самолетах (F-16, A-320, Cу-37), оснащенных электронными системами дистанционного управления (ЭСДУ), устанавливаются боковые ручки управления (БРУ). Применение БРУ имеет целью:

повысить способность летчика осуществлять более эффективное управление в условиях больших перегрузок;

улучшить обзор приборной доски и применить многофункциональные индикаторы;

снизить вес рычагов управления;

упростить катапультирование из кабины и др.

Однако пилотирование самолета с БРУ имеет свои особенности:

боковое расположение ручки требует от летчика новых навыков по управлению самолетом только одной рукой;

управление БРУ с малым уровнем усилий возможно только при наличии систем предотвращения выхода на предельные режимы полета;  

необходимо решение проблемы взаимодействия между летчиками на двухместных самолетах. Электронная логика должна обеспечить управление самолетом любым летчиком в любой ситуации.

Для БРУ должны быть разработаны новые нормативы по усилиям и перемещениям с учетом кистевого управления.

2.1.3. Требования к боковой устойчивости и управляемости

Характеристики боковой устойчивости и управляемости должны обеспечить:

необходимое быстродействие канала крена, так как практически все маневры по курсу и боковому смещению на современных самолетах осуществляются с помощью координированных разворотов;

минимальное взаимное влияние каналов крена (угловой скорости крена) и скольжения, что особенно важно при боковых порывах ветра;

необходимые характеристики канала крена при выполнении задач точной стабилизации или слежения.  

Требования к характеристикам устойчивости и управляемости бокового движения значительно многообразнее, так как оно описывается большим числом уравнений и содержит большее число параметров, определяющих качество переходного процесса.

Характеристики бокового движения самолета оцениваются по параметрам передаточной функции  и по переходным процессам, возникающим при ступенчатом отклонении элеронов. Передаточная функция имеет следующий вид

.      

Как видно, определяющими параметрами бокового движения являются:

параметры  и , характеризующие собственную частоту и демпфирование колебательной составляющей бокового движения. Собственная частота  возмущенного движения самолета по углу скольжения при нулевом крене определяет время реакции самолета по углу скольжения на единичное отклонение руля направления и зависит, прежде всего, от значения производной . При увеличении числа М полета (вследствие падения эффективности вертикального оперения), при увеличении угла атаки (из-за затенения фюзеляжем), увеличении высоты полета (падение плотности) собственная частота падает. Декремент затухания по углу скольжения  определяет вид переходного процесса, его колебательность. С ростом числа М (на околозвуковых режимах полета) несколько увеличивается, а затем резко уменьшается. При увеличении высоты уменьшается.

 В целом, собственная частота и декремент затухания намного меньше соответствующих параметров продольного движения. Поэтому переходный процесс в изолированном движении по углу скольжения будет отличаться большей колебательностью и существенными забросами по углу скольжения. Удовлетворительными считаются декремент затухания >0,35, собственная частота боковых колебаний  1/с;

параметр , который является величиной обратной постоянной времени установления угловой скорости крена . Можно показать, что для изолированного движения крена:

,   (2.6)

откуда ,    .

С ростом числа М, с увеличением высоты полета и уменьшением скорости постоянная времени возрастает, т.е. увеличивается запаздывание ответной реакции самолета по угловой скорости крена на действие летчика;

параметр , аналогичен параметру и является величиной, обратной постоянной времени спирального движения. Как показали летные испытания и исследования на пилотажных стендах  малый по модулю корень спирального движения независимо от знака незначительно влияет на оценки самолета летчиком. Это объясняется тем, что дополнительная составляющая движения, обусловленная малым значением спирального корня, легко компенсируется летчиком при ручном управлении. Указанная составляющая проявляется в том, что при нулевой угловой скорости крена и ненулевом угле крена самолет с элеронами, установленными в нейтральное положение, стремится вернуться на нулевой угол крена (при ) или увеличить его (при ). В качестве параметра, характеризующего спиральное движение, может быть принято время уменьшения начального угла крена вдвое или время его увеличения в два раза . Причем, параметры  и  связаны со спиральным корнем следующими соотношениями  ; . Если спиральный корень имеет большую величину, это вызывает трудности при длительных маневрах с креном, например, при координированном развороте по курсу, и требует периодической коррекции движения со стороны летчика. Поэтому желательно, чтобы <0,05;

параметры и характеризуют расстояние между комплексным нулем передаточной функции и комплексным полюсом колебательной составляющей бокового движения. Желательно, чтобы первый параметр был равен единице, а второй нулю. При таких значениях переходный процесс по угловой скорости крена при ступенчатом отклонении элеронов будет монотонным.

В нормативных документах устанавливаются требования к тем показателям, которые могут быть определены по результатам летных испытаний.

Можно выделить несколько групп показателей, которые характеризуют:

боковое колебательное движение;

изолированное движение крена;

взаимное влияние движения крена и колебательной составляющей бокового движения;

спиральное движение;

статические характеристики управляемости.

Боковое колебательное возмущенное движение как с фиксированным, так и со свободным управлением должно быть устойчивым. При этом нормируется время затухания колебаний до 5% начальной амплитуды и уменьшение амплитуды за один период. Данные показатели косвенно характеризуют параметры передаточной функции  и .

К изолированному движению крена предъявляются следующие требования:

постоянная времени движения крена , определяемая из реакции самолета на отклонение летчиком рычага поперечного управления, должна быть не более заданных величин (для маневренных самолетов 0,1…1 с);

эффективность поперечного управления должна быть достаточной для выполнения целевых задач. Оценивается по времени достижения определенного угла при ступенчатом отклонении КРУ. Как следует из выражения (6), максимальное значение угловой скорости крена определяется следующим образом:

.

Для маневренных самолетов считается приемлемым достижение 90 градусов за 1 с.

Взаимное влияние движений крена и рысканья оценивается показателем , определяемым как отношение амплитуд угловой скорости крена к угловой скорости рысканья при даче летчиком педали. Рекомендуется, чтобы параметр  имел значение в диапазоне от 0,3 до 3.

При ступенчатом отклонении рычагов поперечного управления и фиксированных педалях желательно монотонное изменение угловой скорости крена. При немонотонном изменении угловые скорости в первом максимуме и первом минимуме должны быть одного знака, а их отношение нормируется. При этом допустимое приращение угла скольжения должно быть не более 6…15 градусов. Данные показатели определяются параметрами передаточной функции и .

Влияние спирального движения для самолетов всех классов должно быть малым. В случае его неустойчивости, время удвоения угла крена  должно быть не менее заданного (14 с.)  

2.2. Назначение и состав системы обеспечения устойчивости и управляемости

Система обеспечения устойчивости и управляемости (СУУ) является составной частью системы управления и предназначена для обеспечения заданных характеристик устойчивости и управляемости. В общем случае она должна включать в себя:

автоматы или системы, обеспечивающие требуемые характеристики динамической устойчивости и управляемости;

автоматы, обеспечивающие требуемые характеристики статической управляемости в малом и большом продольном и боковом движениях.

К первым относятся:

автоматы демпфирования (демпферы);

автоматы устойчивости.

Ко вторым относятся:

механизмы формирования усилий на КРУ и автоматы, регулирующие жесткость загрузки ручки () и передаточное число от КРУ до органов управления ();

автоматы балансировки;

автоматы перекрестных связей;

корректоры градиента усилий по перегрузке и др.

Каждое из приведенных средств автоматизации управления вносит свой вклад в обеспечение заданных характеристик устойчивости и управляемости. Поэтому в СУУ необходимо комплексное использование различных средств.

Функциональная схема управления самолетом, система управления которого оборудована СУУ, представлена на рис. 2.1.

 

 

2.3. Устройства, обеспечивающие заданные характеристики

динамической устойчивости и управляемости

2.3.1. Принцип действия, состав, законы управления

автоматов демпфирования и устойчивости

Автоматы демпфирования (АД) предназначены для искусственного повышения демпфирующих свойств ЛА в короткопериодическом движении. Поскольку при таком движении демпфирующие моменты пропорциональны угловой скорости тангажа, то для искусственного повышения демпфирования можно использовать обычные органы управления, отклоняя их пропорционально угловой скорости так, чтобы препятствовать вращению.

Принцип действия автоматов демпфирования рассмотрим на примере демпфера тангажа, функциональная схема которого представлена на рис. 2.2.

Типовой демпфер включает:

датчик угловой скорости (ДУС) вращения ЛА;

вычислительное устройство (ВУ), состоящее из корректирующих цепочек (фильтров), усилителей и цепи автоматической настройки передаточных чисел по режимам полета;

сервопривода. Сервоприводом принято называть привод (исполнительное устройство), снабженный обратной связью.

При вращении ЛА относительно оси OZ ДУС вырабатывает электрический сигнал, пропорциональный угловой скорости тангажа. Пройдя через усилитель, этот сигнал поступает на исполнительное устройство – РА. РА перемещает свой шток, вызывая перемещение золотника рулевого привода и через него отклонение органа управления (стабилизатора). Шток РА будет перемещаться до тех пор, пока сигнал обратной связи не уравновесит управляющий сигнал. Таким образом, обратная связь обеспечивает отклонение руля демпфером на величину, пропорциональную угловой скорости тангажа. Закон управления простейшего демпфера тангажа имеет вид

.

Аналогично записываются законы управления демпфера крена и рысканья:

; .

Передаточные числа (коэффициенты усиления демпфера) , и показывают, на какой угол автомат отклонит стабилизатор, элероны или руль направления при изменении соответствующей угловой скорости на единицу.  

Автоматы устойчивости  (АУ) искусственно повышают устойчивость ЛА, отклоняя ОУ пропорционально параметру, по которому необходимо повысить устойчивость. Например, для автомата продольной устойчивости будем иметь

(автомат устойчивости по перегрузке);

 (автомат устойчивости по углу атаки).

Аналогично записывается закон управления автомата путевой устойчивости

или .

Функциональная схема АУ аналогична схеме АД с той лишь разницей, что вместо ДУС устанавливается датчик линейных ускорений или угла.

Современные самолеты обладают, как правило, большим запасом поперечной устойчивости, поэтому автоматы устойчивости в канале крена не используются.

В заключении отметим, что восприятие пилотажных характеристик автоматизированного ЛА летчиком должно быть таким же, как если бы эти характеристики обеспечивались обычными средствами компоновки (увеличением стабилизирующих и рулевых поверхностей). Поэтому работа СУУ не должна ощущаться летчиком, т.е. при ее функционировании КРУ должны оставаться неподвижными. Исполнительные элементы АД и АУ включаются в проводку управления последовательно, т.е. отклонение органа управления (приращение относительно балансировочного положения) равно сумме его отклонений от летчика и средств автоматики. Возможные схемы включения исполнительных устройств автоматов демпфирования и устойчивости представлены на рис. 2.3.

2.3.2. Динамические свойства контура управления "СУУ – самолет"

 

Влияние автоматов демпфирования и устойчивости на динамические свойства контура "СУУ -  самолет" рассмотрим на примере продольного канала, в котором установлен автомат продольного управления, включающий АД и АУ.

В этом случае при приложении  летчиком усилия   к ручке управления стабилизатор будет отклоняться по закону

.

Далее для оценки динамических свойств необходимо определить передаточную функцию , характеризующую реакцию самолета на усилие, прикладываемое летчиком к КРУ.  Для этого запишем уравнения продольного короткопериодического движения совместно с законом отклонения стабилизатора:

;

;

.

После преобразований получим искомую передаточную функцию в операторной форме

(2.7)

Сравним полученную передаточную функцию с выражением (2.5). Видно, что

;

.

Таким образом, включение в контур неавтоматического управления СУУ и регулирование передаточных чисел и позволяет изменять характеристики переходного процесса в желаемом направлении.

Аналогичным образом можно получить передаточные функции замкнутых контуров крена и рысканья.

Рассмотрим подробнее влияние каждого из автоматов на динамические свойства контура "СУУ - самолет".

влияние автомата демпфирования. Будем полагать, что автомат устойчивости не включен (). Тогда передаточная функция (2.7) будет иметь вид

,   (2.8)

где ; . Так как

и ,

то при увеличении коэффициента  возрастают и демпфирование и собственная частота. Однако при возрастании :  пропорционально , а только . Следовательно, увеличение коэффициента усиления демпфера приводит к возрастанию коэффициента демпфирования , что и является основным назначением демпфера.

Включение демпфера несколько увеличивает период колебаний

.   (2.9)

Как следует из этой формулы, увеличение коэффициента  может колебательный переходный процесс сделать апериодическим ().

Рассмотрим влияние автомата демпфирования на переходный процесс изменения перегрузки. Пусть летчик, приложив к ручке усилие , отклонил стабилизатор на величину . При этом как уже отмечено возрастет период колебаний угла тангажа. Найдем установившееся значение перегрузки (в выражении (2.8) положим ):

.

Поскольку демпфер увеличивает частоту собственных колебаний, то включение демпфера при законе управления   уменьшает установившееся значение перегрузки. Физическая сущность этого явления состоит в том, что первоначально стабилизатор отклонится на угол . Затем самолет начнет увеличивать перегрузку и угловую скорость тангажа. Реагируя на эту угловую скорость, демпфер начнет отклонять руль  против вращения, т.е. против действий летчика. В результате при одном и том же отклонении ручки суммарное отклонение стабилизатора будет меньше. Следовательно, меньше будет прирост перегрузки;

влияние автомата устойчивости. Считаем, что демпфер выключен (). Работает только автомат устойчивости (). Тогда передаточная функция изменения перегрузки при приложении к ручке управления усилия запишется следующим образом

,   (2.10)

где ,      

Таким образом, автомат устойчивости не изменяет характеристику демпфирования , а существенно увеличивает собственную частоту (). Поэтому относительный коэффициент затухания уменьшается, т.е. колебательность переходного процесса возрастает.

При приложении к ручке усилия  стабилизатор отклонится на величину . При увеличении перегрузки автомат устойчивости начнет отклонять стабилизатор на ее уменьшение. Выражение для установившегося значения перегрузки имеет вид:

.

Так как собственная частота при включении автомата устойчивости возрастает, установившееся значение перегрузки уменьшается. При отклонении КРУ суммарное отклонение стабилизатора будет меньше, чем без автомата. Автомат устойчивости применяется у самолетов с малым запасом или вовсе неустойчивых по перегрузке.

Одновременно, как следует из формулы (2.9), уменьшается период колебаний, т.е. возрастает колебательность переходных процессов. Поэтому автомат устойчивости применяют совместно с демпфером.

2.3.3. Влияние автоматов демпфирования и устойчивости на

характеристики статической управляемости

Выполняя свою основную функцию, автоматы демпфирования и устойчивости оказывают влияние на характеристики статической управляемости.

Для автомата продольного управления, включающего и АД и АУ, можно записать , где . Тогда градиент усилий по перегрузке определится следующим образом

.

Таким образом, в целом и АД им АУ повышают градиент усилий на ручке управления (градиент усилий в соответствии с правилом знаков, используемым в динамике полетов, меньше нуля). При этом возрастают и "расходы" ручки на управление. Это приводит к тому, что при одном и том же усилии, приложенном к КРУ, в случае включения АД и АУ установившееся значение перегрузки будет меньше. В результате:

ухудшаются маневренные свойства самолета, так как полному отклонению КРУ соответствует меньшее отклонение руля и меньшее достигаемое значение перегрузки;

увеличиваются усилия, прикладываемые летчиком к КРУ, для совершения маневра с заданной перегрузкой.

Возможны два пути для устранения этих отрицательных побочных явлений:

включение в схему АД фильтра высоких частот. Закон управления АД с таким фильтром-изодромом запишется в следующем виде

;     (2.11)

введение в закон управления демпфера сигнала, пропорционального перемещению КРУ.

Принцип работы АД с изодромом рассмотрим на следующем примере. Представим закон управления (2.11) следующим образом:

.

Структурная схема, соответствующая данному виду закона представлена.

В соответствии с этой схемой в начальный момент времени демпфер отклоняет руль практически по закону . Однако далее отклонение руля демпфером уменьшается и при . При этом характер управления определяется во многом значением постоянной времени изодрома. Если она очень мала (равна нулю), то демпфер практически не оказывает влияние на качество переходного процесса. Если же постоянная времени очень велика (стремится к бесконечности) то, реакция самолета на управляющее действие летчика практически не будет отличаться от реакции самолета с простейшим демпфером тангажа.   

Таким образом, демпфер с изодромом в цепи управляющего сигнала, повышая демпфирование короткопериодических колебаний, не снижает маневренных характеристик самолета и не затяжеляет его управления.

Закон управления (2.11) может быть реализован различными способами:

использованием сигнала датчика углового ускорения, вместо датчика угловой скорости;

дифференцированием сигнала угловой скорости тангажа;

включением в контур управления изодрома, реализованного с помощью простейших электрических схем.

Демпфер с изодромом обычно применяется в путевом канале, чтобы не мешать летчику при выполнении установившихся разворотов.

В поперечном канале для компенсации противодействия демпфера обычно используется электрический сигнал пропорциональный отклонению ручки, т.е. .

2.3.4. Выбор параметров СУУ из условия обеспечения заданных характеристик устойчивости и управляемости

Расчет параметров демпфера крена. Демпфер крена необходим в том случае, когда значение постоянной времени угловой скорости крена при нулевом скольжении свободного самолета превышает 1 секунду.

Уравнения движения системы самолет – демпфер крена при нулевом скольжении и идеальном сервоприводе имеют вид:

.

Подставляем второе уравнение в первое. После преобразования получим  

.

Тогда передаточная функция запишется в виде

.

Постоянная времени угловой скорости крена имеет вид . Для расчета предаточного коэффициента демпфера крена необходимо задаться величиной желаемого значения постоянной времени . При этом . Из выражения для постоянной времени определяем

.

Расчет параметров демпфера тангажа. Рассмотрим простейший демпфер тангажа. Для расчета воспользуемся уже полученными на предыдущей лекции зависимостями (2.3)

,

где ; . В соответствии с требованиями к характеристикам демпфирования необходимо, чтобы относительный коэффициент затухания имел значения . Тогда можно записать

.

Полученное выражение преобразем к виду

.

Введем для удобства дальнейших преобразований обозначение . Тогда раскрыв скобки и соответствующим образом сгруппировав слагаемые, получим квадратное уравнение относительно искомого коэффициента усиления демпфера

.

Решая данное уравнение, определим .

Расчет параметров статического автомата продольного управления. Выбор параметров автомата продольного управления также возможен на основе полученной ранее передаточной функции (2.2). Для этого необходимо задаться значениями собственной частоты и относительным коэффициентом затухания контура, удовлетворяющим требованиям к характеристикам устойчивости и управляемости.

;

.

Откуда несложно получить зависимости передаточных коэффициентов

; .

2.3.5. Влияние реальных свойств автоиатов на динамические свойства контура управления "СУУ-самолет"

Все проведенные выше расчеты выполнялись при следующих условиях:

информационная часть автоматов (датчики) дает всю необходимую, своевременную и абсолютно достоверную информацию;

полученная информация мгновенно перерабатывается и без запаздывания отрабатывается органами управления самолета.

Исследования показывают, что не учет динамики элементов системы управления (рулевых приводов, сервоприводов, вычислителей и т.д.) может привести к переоценке характеристик проектируемой системы управления. Реальный автомат отличается от идеального наличием ограничений по скорости и углам отклонения рулей; запаздыванием, связанным с отработкой сигналов, наличием люфтов, трения; существованием зоны нечувствительности. Это требует детальной проверки функционирования СУУ в ходе моделирования.

Далее рассмотрим влияние двух основных факторов на динамические свойства контура управления:

запаздывания сервопривода автоматов;

упругих деформаций конструкции ЛА.

Влияние запаздывания сервопривода рассмотрим на примере продольного канала. Считаем, что в канале установлен автомат демпфирования.

Пусть входной сигнал изменяется по гармоническому закону. Идеальный демпфер тангажа без запаздывания также будет отклонять руль по гармоническому закону , где . Реальный демпфер отклонит руль не сразу, а с некоторым запаздыванием . За время запаздывания действие демпфера направлено не на уменьшение угловой скорости тангажа, а на ее увеличение, т.е. АД возбуждает колебания. Если вносимая энергия демпфером  в колебания будет больше, чем он ее поглощает, то произойдет раскачка самолета. Чем больше относительное время запаздывания  и больше   , тем больше количество энергии, вносимое демпфером. При условии  энергия, вносимая демпфером меньше поглощаемой энергии. Демпфер в этом случае способствует затуханию колебаний, но менее эффективен, чем идеальный. При  вносимая энергия равна энергии поглощаемой. Демпфер не оказывает влияния на затухание колебаний. При относительном времени запаздывания большем  1/ 4 произойдет раскачка самолета.

Так как с ростом скорости полета растет частота собственных колебаний, то их период  уменьшается. Следовательно, при одном и том же запаздывании демпфера  относительная величина  увеличивается, а эффективность демпфера снижается. В результате появляется опасность раскачки самолета.

С ростом коэффициента усиления демпфера при постоянном запаздывании  энергия возбуждения растет. Следовательно, по мере увеличения эффективность идеального демпфера повышается. У реального демпфера при малых значениях - повышается, а при больших падает и наступает раскачка самолета.

Изложенные соображения позволяют сделать следующие выводы:

для реальных автоматов демпфирования и устойчивости нельзя неограниченно увеличивать коэффициенты усиления;

максимально возможное для реализации значение коэффициента усиления будет тем меньше, чем большее относительное запаздывание имеет система управления;

реальные свойства контура управления проявляются прежде всего на тех режимах полета, где частота собственных колебаний самолета велика, а период колебаний мал. Это прежде всего полет на больших скоростях (особенно сверхзвуковых) и малых высотах.

Существует несколько путей компенсации запаздывания автоматов. Наиболее часто встречающиеся из них следующие:

применение быстродействующих электрогидравлических рулевых агрегатов. Данный путь обладает ограниченными возможностями. Во-первых, технически сложно реализовать агрегат с постоянной времени меньшей 0,02 с. Во-вторых, при высоком быстродействии агрегат будет реагировать на шумы датчиков, что может приводить к высокочастотным колебаниям рулевых поверхностей ("автопилотный флаттер");

включение в закон управления демпфера дополнительного слагаемого, пропорционального угловому ускорению . Сигнал, пропорциональный угловому ускорению тангажа, вводит упреждение в отклонении руля по отношению к сигналу, пропорциональному угловой скорости, чем и компенсирует запаздывание.

Влияние упругих деформаций частей самолета на работу автоматов проявляется через изменение характеристик устойчивости и управляемости и создание помех, искажающих показания датчиков.

Изменение характеристик устойчивости и управляемости может быть частично скомпенсировано правильным выбором законов управления и регулированием передаточных чисел.

Помехи, связанные с упругими колебаниями конструкции, можно уменьшить следующими путями:

рациональным расположением датчиков на ЛА. Однако формы упругих колебаний не являются стабильными и зависят от режима полета и изменения массы самолета;

применением специальных фильтров, позволяющих отделить полезный сигнал от сигналов помех.

2.4. Устройства, обеспечивающие заданные характеристики статической управляемости

2.4.1. Способы обеспечения заданных характеристик статической управляемости

Для идеальной СНУ справедливо выражение

,

показывающее, что отклонение органа управления прямо пропорционально усилию, приложенному летчиком к КРУ, и обратно пропорционально жесткости загрузки ручки. Продифференцировав данное выражение по перегрузке, будем иметь . Откуда получим

  

Таким образом, при постоянных параметрах СНУ градиент усилий по перегрузке полностью определяется законом изменения величины  (градиентом отклонения руля для изменения перегрузки на единицу), которая определяется следующим образом:

   (2.13)

Из выражения (2.13) следует, что при изменении режима полета (высоты и скорости) изменяется и величина , а, следовательно, и величина градиента усилий по перегрузке. Однако, для обеспечения точного управления необходимо, чтобы он изменялся в узком диапазоне, т.е.

.   (2.14)

Из выражения (2.14) можно получить зависимость

.

Потребный закон изменения параметров СНУ, обеспечивающих поддержание градиента усилий по перегрузке постоянным, представлен на рис.2.6.

Для реализации этого закона используются следующие способы:

а) при постоянном значении передаточного числа проводки управления от ручки к рулю ():

изменение жесткости загрузки ручки по ее ходу (загрузочный механизм, нелинейный механизм);

изменение жесткости загрузки ручки по режимам полета (автоматы регулирования загрузки – АРЗ);

б) при постоянной жесткости загрузки ручки ():

изменение передаточного числа проводки управления по ходу ручки (нелинейный механизм);

изменение передаточного числа по режимам полета (автоматы регулирования передаточных чисел – АРП);

в) одновременное изменение жесткости загрузки ручки и передаточного числа проводки управления:

постановка АРЗ совместно с нелинейным механизмом;

постановка автомата регулирования управления (АРУ), который является комбинацией АРЗ и АРП.

Далее рассмотрим возможности каждого из способов.

2.4.2. Улучшение характеристик статической управляемости

с помощью изменения жесткости загрузки КРУ

Загрузочный механизм (ЗМ). Схема простейшего ЗМ представлена на рис. 2.4. Анализ схемы показывает, что жесткость загрузки ручки определяется:

жесткостью пружины ЗМ;

передаточным отношением от ручки до ЗМ;

положением штока механизма триммерного эффекта.

Таким образом, простейший пружинный загружатель обеспечивает увеличение усилий на КРУ пропорционально величине его отклонения, т.е.

,     

где  - жесткость загрузки ручки,  - положение КРУ, соответствующее нулевому усилию на нем. Регулирование усилий на КРУ путем изменения  осуществляется летчиком с помощью механизма триммерного эффекта. Подобрав необходимую жесткость пружины и передаточное отношение, можно обеспечить требуемые усилия на КРУ, которые возрастают пропорционально перемещению ручки от нейтрали.

Для того, чтобы при работе последовательно включенных в проводку управления исполнительных устройств САУ перемещался только золотник РП, а ручка управления оставалась неподвижной, пружина загружателя имеет предварительное сжатие с усилием, большим, чем сила трения в проводке управления золотником. Соответствующая характеристика загружателя на рисунке изображена пунктиром.

Однако нейтральное положение ручки обычно соответствует крейсерскому режиму, т.е. большим дозвуковым скоростям полета. На этих скоростях эффективность стабилизатора велика. Следовательно, во избежание раскачки самолета необходимо обеспечить высокую жесткость загрузки ручки. На малых скоростях балансировочное положение ручки находится около груди, а на сверхзвуковых скоростях – у приборной доски. Эффективность стабилизатора на этих скоростях ниже. Поэтому жесткость загрузки ручки необходимо уменьшать.

Необходимая загрузочная характеристика ручки представлена на рис. 2.5. Эту характеристику может обеспечить:

простейший загрузочный механизм совместно с нелинейным механизмом;

ЗМ, состоящий из двух и более пружин.

Более подробно рассмотрим ЗМ, состоящий из трех пружин.

Схема этого ЗМ приводится на рис.2.5,а. На этой схеме две небольшие по диаметру пружины имеют большую жесткость, а пружина большого диаметра имеет малую жесткость. Большая пружина имеет предварительную затяжку, благодаря чему, при малых перемещениях ручки относительно балансировочного положения в одну и другую сторону деформируются только малые пружины большой жесткости. При значительном отклонении ручки, когда усилия на штоке ЗМ превысят усилие предварительной затяжки большой пружины, она включается в работу. При этом работают последовательно малая и большая пружины, а суммарная жесткость загрузки ручки уменьшается.

Недостатком данных устройств является то, что они не обеспечивают заданных характеристик управляемости при значительном изменении скорости и высоты полета, так как изменяют жесткость загрузки по ходу ручки, а не по режиму полета.

Автоматы регулирования загрузки. АРЗ предназначены для изменения жесткости загрузки ручки по режимам полета. Принципиальная схема АРЗ представлена на рис. 2.6. В приведенном АРЗ используется простейший пружинный ЗМ и исполнительное устройство автомата, которое обеспечивает изменение передаточного числа от ручки до ЗМ по режимам полета, обеспечивая тем самым изменение по режимам полета и жесткости загрузки ручки.

Изменение жесткости загрузки ручки происходит за счет изменения плеча исполнительного устройства. При увеличении  скорости шток исполнительного устройства выдвигается, увеличивая плечо, а, следовательно, возрастает загрузка ручки. При увеличении высоты полета – шток убирается, в результате чего загрузка ручки уменьшается.

2.4.3. Улучшение характеристик статической управляемости

изменением передаточного числа проводки управления

Нелинейный механизм (НМ). НМ предназначен для изменения передаточного числа по ходу ручки. НМ не изменяет диапазонов отклонения руля и ручки, а изменяет передаточное число внутри этого диапазона. В частности, вблизи нейтрального положения ручки (большие приборные скорости) обеспечивается малое значение передаточного числа, а при больших отклонениях ручки (малые приборные и большие сверхзвуковые скорости) – большое.

Возможные схемы НМ приведены на рис.2.7.

Основными достоинствами НМ являются: относительная простота конструкции; высокая надежность; возможность использования всего диапазона отклонения руля.

Это обусловливает широкое применение таких механизмов в системах управления большинства ЛА третьего поколения.

Автоматы регулирования передаточных чисел. АРП предназначены для автоматического изменения передаточных чисел от ручки к органам управления по режимам полета. Схема включения АРП подобна схеме АРЗ. При увеличении плеча исполнительного устройства передаточное число возрастает. Сростом скорости и уменьшении высоты полета шток исполнительного устройства убирается.

В отличие от НМ АРП изменяет в зависимости от режима полета углы отклонения рулей.

2.4.4. Автоматы регулирования управлений (АРУ).

Особенности управления самолетом при отказах АРУ

Основной недостаток НМ и простейших ЗМ заключается в том, что они изменяют параметры СНУ по ходу ручки, а не по режимам полета. Статические характеристики управляемости близки к оптимальному только для балансировочных положений ручки на расчетной высоте.

Применение только АРЗ и АРП также не позволяет получить приемлемых характеристик статической управляемости для всех режимов полета, так как по условиям безопасности полета на случай возможных отказов им доверяют изменение характеристик в сравнительно узком диапазоне (не более чем в 2…3 раза).

Для маневренных самолетов большее применение нашли системы управления с АРУ, который представляет собой композицию АРЗ и АРП. Конструктивно АРЗ и АРП могут быть выполнены раздельно (МПЧС-9В и МПЧР-9В из состава АРУ–9В на самолетах МиГ-31; АРЗ, АРУ-11 на самолетах Су-24) или быть совмещены в одном механизме (АРУ–3В на самолетах МиГ-21, АРУ-29 на самолетах МиГ-29). Принципиальная схема АРУ-3В приведена на рис. 2.8.

АРУ позволяют получить желаемые значения градиентов усилия по перегрузке на всех режимах полета. В этом состоит их основное достоинство.

Регулирование передаточного числа проводки управления при изменении режима полета приводит к тому, что в зависимости от скорости и высоты полета изменяется располагаемый диапазон отклонения руля. Так, например, с ростом приборной скорости из-за осуществляемого АРУ уменьшения передаточного числа уменьшается максимально возможное отклонение руля при полном отклонении ручки управления. Это может существенно ограничить маневренные возможности самолета, а при отказах АРУ вызвать ряд особенностей в управлении самолетом.

Отмеченные выше особенности зависят от режима полета, на котором происходит отказ АРУ. Режим полета определяет режим работы АРУ. Различают работу АРУ по величине плеча исполнительного механизма. При работе АРУ на большом плече передаточное отношение проводки управления максимально, а жесткость загрузки ручки минимальна.

При отказе АРУ, связанных с уводом его штока в одно из крайних положений, балансировочные усилия на ручке управления могут не измениться, а изменяются характеристики статической управляемости, т.е. в зависимости от характера отказа облегчается или затяжеляется ручка управления при отклонении ее от балансировочного положения.

При отказе АРУ с уводом штока на малое плечо уменьшается диапазон отклонения стабилизатора. Вследствие этого может не хватить отклонения стабилизатора для балансировки самолета на малых приборных скоростях и больших высотах полета. В этом случае снижается потолок самолета, ухудшаются маневренные характеристики самолета практически во всем диапазоне скоростей и высот полета, затрудняется осуществление посадки, которая может быть выполнена только на повышенной скорости с затяжеленным управлением.

При отказе АРУ  с уводом штока на большое плечо усложняется управление самолетом на больших скоростях и малых высотах. При большом плече на таких режимах полета самолет чрезвычайно чувствителен к изменению усилий на ручке управления, и ее перемещениям. Летчику трудно правильно дозировать отклонения ручки и стабилизатора. В этом случае создаются благоприятные условия для непроизвольной раскачки самолета.

Тема №3. Электродистанционные системы управления летательных аппаратов (ЭДСУ)

3.1. Принципы построения ЭДСУ

 На первом этапе внедрения средств автоматизации в качестве комплексирующей системы использовалась механическая система управления (МСУ). Она связывала компоненты отдельных систем в единую систему управления.

Основными достоинствами механической проводки управления являются:

высокая надежность;

стабильности характеристик;

малая чувствительность к параметрам внешней среды (температуре, давлению, электромагнитным излучениям и т.д.).

Однако возможности МСУ применительно к перспективным ЛА фактически уже исчерпаны. Это обусловлено следующими обстоятельствами:

МСУ не позволяет обеспечить необходимое качество управления неустойчивым самолетом (точность и быстродействие в отработке большого спектра управляющих сигналов от летчика) вследствие присущих ей недостатков: наличия люфтов, упругости, трения и других нелинейностей. Для управления неустойчивым самолетом при сохранении механической связи между КРУ и приводом руля требуется значительная корректировка сигнала МСУ с помощью средств автоматизации. При отказе этих средств, управление практически невозможно, несмотря на исправность МСУ. В этом случае целесообразно использовать резервированные электронные цепи, имеющие надежность эквивалентную механической системе;

МСУ практически не позволяет наращивать функции, выполняемые системой управления, при совершенствовании ЛА;

при исключении МСУ управляющая часть СУЛА может быть построена с использованием типового электронного оборудования (БЦВМ, цифровых шин данных, блоков управления и контроля, датчиков и пр.).

Переход к ЭДСУ был подготовлен предыдущими разработками в области автоматизированных систем управления. Разработка и внедрение СУУ повышенной эффективности (Ту-144, Ту-154, Ан-124, Ил-96), а также дистанционной системы управления с резервным механическим управлением (Т-4) создали надежную базу, на основе которой была создана ЭДСУ в качестве уже основной системы управления рулями самолета (Су-27).

Принципиальная схема ЭДСУ представлена на рис.3.1.

В состав канала ЭДСУ входят:

ручка управления самолетом с участком жесткой проводки до загрузочного механизма;

датчик положения ручки, осуществляющий преобразование механического перемещения ручки в электрический сигнал;

вычислитель;

электрожгуты (линии связи);

электрогидравлический РП;

датчики параметров полета;

система контроля.

Основное отличие ЭДСУ заключается в том, что комплексирование сигналов от разных систем (летчика, системы устойчивости и управляемости, САУ) осуществляется вычислителем на основе электрических сигналов.

Существует ряд проблем, связанных с применением ЭДСУ:

недостаточная надежность электронных элементов;

необходимость обеспечения бесперебойного питания. Электропитание должно быть резервированным. При этом если ЭДСУ не резервирована механической или гидромеханической системами, должно быть исключено полное, даже кратковременное (менее 0,1с) обесточивание системы;

обеспечение электромагнитной совместимости с бортовым комплексом самолета и др.

3.2. Методы обеспечения надежности ЭДСУ

 

ЭДСУ должна отвечать всем общим требованиям к надежности управления и безопасности полета.

Критическими элементами ЭДСУ являются источники электропитания, датчики полетной информации, вычислитель, электрогидравлические рулевые приводы и линии связи.

Основным направлением обеспечения заданной надежности ЭДСУ следует считать повышение надежности ее отдельных элементов. Однако существующая надежность элементной базы пока недостаточна. Поэтому в настоящее время требуемая надежность ЭДСУ достигается за счет различных схем резервирования.

Возможны две основные схемы резервирования:

резервирование целых каналов;

резервирование отдельных элементов.

Рациональный выбор схемы и уровня резервирования возможен если установлены количественные требования к надежности всей системы.   

Рациональный подход состоит в следующем. Наиболее высокий показатель надежности имеет МСУ, по которой существуют вполне достоверные данные о функционировании в различных условиях эксплуатации в течение многих лет на обширном парке самолетов. Поэтому характеристики надежности МСУ могут быть использованы в качестве эталона при разработке более совершенных систем. Вероятность отказа МСУ на час полета может быть получена на основании статистических данных по аварийности.

В США аварии гражданских самолетов по причине отказа МСУ проходили с частотой на час полета в 1952-1959 гг. и в 1962-1969 гг. В дальнейшем данный показатель был снижен до величины на час полета. В военной авиации США за период 1964-1973 гг. из-за отказа СУЛА происходили аварии истребителей с частотой , а бомбардировщиков - на час полета.

На основании полученных данных нормируемая вероятность отказа ЭДСУ должна быть равна  на час полета. Принято, что все другие системы такой же функциональной значимости должны иметь вероятность отказа, по крайней мере, не выше указанной величины.

Не резервированные электрические, электронные и гидравлические системы не могли обеспечить такой уровень надежности. При располагаемом уровне надежности элементной базы электромеханических и электрогидравлических систем, существовавших во время внедрения первых ЭДСУ в 1960-1970 годах (Т-4, Ту-144), вероятность отказа, не резервированного электрогидравлического канала, оценивалась величиной  на час полета. Приближенные оценки вероятностей отказа 3-х и 4-канальных систем (при условии, что 3-канальная система отказывает после второго последовательного отказа канала, а 4-канальная – после третьего), соответственно имеют значения (на час полета):

.

При создании аналоговых ЭДСУ самолетов Т-4 и Ту-144 (1965-68 гг.) было принятым целесообразным, несмотря на наличие резервной МСУ, применять 4-канальную систему по следующим соображениям:

значение вероятности отказа такой системы было меньше вероятности отказа МСУ  (имеется в виду значение ), так что был некоторый "запас" надежности на незнание особенностей многоканальных систем;

экипаж мог не изменять план полета при отказе любого канала системы. При последовательном отказе второго канала состояние системы оценивается как состояние, в котором система не имеет резерва (вероятность отсутствия резерва для четырехканальной системы приближенно оценивается величиной ).   

 Как показала практика, применение резервирования явилось наиболее эффективной мерой повышения надежности управления и безопасности полета при отказах в функционально значимых системах ЛА. Резервирование позволяет сохранить работоспособность СУЛА при определенном числе и видах отказов.

В литературе системы с числом каналов равным двум называются дуплексными, трем – триплексными, четырем - квадруплексными (по латыни).

Отметим ряд моментов, связанных с применением резервирования.

увеличение числа каналов резервирования ведет к увеличению веса, габаритов, стоимости и сложности системы;

резервирование применяется при отсутствии достоверных статистических данных о надежности элементов ЭДСУ. Резервирование окупается повышением безопасности полета, как при отказах системы, так  и при возможных ошибках в эксплуатации системы, а также при отказах в смежных системах (разрушении их агрегатов, взрывах, локальном пожаре и т.д.);

резервирование систем во многих случаях связано с невозможностью демонстрации высокой надежности элементов. Проверка надежности системы с вероятностью отказа  на час полета потребовало бы многолетней непрерывной работы системы. Поэтому количественное значение надежности системы нельзя с уверенностью подтвердить стендовыми и летными испытаниями. Для этого потребуется информация по всему парку самолетов с новыми системами;

увеличение числа каналов резервирования снижает среднее время наработки системы на отказ. При двукратном резервировании отказ одного канала может привести к отказу всей системы, так как сложно определить отказавший канал. В этом случае надежность системы падает. Если применение трех и четырехкратного резервирования невозможно, то предпочтительнее использовать схему резервирования отдельных элементов системы.

3.3. Особенности обеспечения потребных характеристик

устойчивости и управляемости ЭДСУ

 

Главная особенность ЭДСУ – интеграция в едином алгоритме вычислителя решения следующих задач:

обеспечения потребных статических и динамических характеристик устойчивости и управляемости;

обеспечения необходимой эффективности управления во всем эксплуатационном диапазоне режимов полета, в том числе и на больших углах атаки;

предотвращение выхода самолета за предельные режимы полета.

Рассмотрим законы управления аналоговой ЭДСУ маневренного самолета.

 Продольный канал. В качестве управляющих поверхностей в продольном канале управления задействованы консоли стабилизатора, носки крыла, флапероны.

Основными режимами работы СДУ в продольном канале управления самолета являются режимы ПОЛЕТ и ВЗЛЕТ-ПОСАДКА. Аварийными режимами – ЖЕСТКАЯ СВЯЗЬ и Кш -РУЧНОЙ.

Закон управления синхронным отклонением консолей стабилизатора для режима ПОЛЕТ имеет вид:

В закон управления входят следующие составляющие:

основной управляющий сигнал отклонения летчиком КРУ ;

сигнал , осуществляющий частичную автоматическую балансировку самолета при изменении режима полета. Введение данного сигнала уменьшает "расход" КРУ на балансировку самолета. Коэффициенты усиления ручного управления  и  складываются из номинальных регулировочных коэффициентов (не изменяющихся по режимам полета) и составляющих, автоматически корректируемых по скоростному напору и статическому давлению. Обе составляющие пропускаются через инерционный фильтр (префильтр), который выполняет две основные функции: ограничение сигнала управления величиной 20 градусов в секунду и компенсация запаздывания сигналов обратных связей по угловой скорости и нормальной перегрузке, вследствие чего уменьшается перерегулирование в переходном процессе. Ограничение скорости нарастания сигнала необходимо для предотвращения возникновения неустойчивости в большом движении, которая может возникнуть при выходе сервопривода на предельную скорость, в результате чего разрываются обратные связи от датчиков перегрузок и угловых скоростей;

сигнал, пропорциональный приращению перегрузки, выполняющий функции автомата продольной устойчивости, с коррекцией коэффициента по скоростному напору. Для ослабления высокочастотных составляющих сигнала перегрузки применяется инерционный фильтр;

сигналы, пропорциональные угловой скорости и угловому ускорению тангажа. Данная составляющая закона управления выполняет функции демпфера. Для ослабления влияния изгибных колебаний конструкции самолета используются специальные фильтры.

Кроме того, СДУ обеспечивает улучшение аэродинамических характеристик крыла путем отклонения носков и флаперонов в следящем режиме. Отклоняемые носки увеличивают максимальное значение коэффициента подъемной силы и аэродинамической качество.

 Автоматическая работа носков обеспечивается при числе Маха меньшем 0,92 и приборной скорости менее 860 км/ч. Автоматическая работа носков обеспечивается в диапазоне углов атаки от –5 до 23 градусов по линейному закону

.

В режиме ПОЛЕТ при убранных закрылках и в том же диапазоне режимов полета, что и для канала носков, производится управление флаперонами. Отклонение флаперонов определяется текущим значением угла атаки. Работа в автоматическом режиме флаперонов как закрылков обеспечивается при углах атаки от 5 до 20 градусов по линейному закону следующего вида

.

Максимальное отклонение флаперонов как закрылков от СДУ составляет 5 градусов.

В режиме ВЗЛЕТ-ПОСАДКА работа в целом аналогична. Но имеется ряд особенностей:

упрощается настройка передаточного числа  (исключается инерционный согласующий фильтр,  так как при пилотировании летчик на взлетно-посадочных режимах не делает резких движений ручкой управления);

отключается автомат устойчивости;

увеличивается демпфирование путем подключения некорректируемого по скоростному напору сигнала, пропорционального угловой скорости тангажа;

канал управления флаперонами работает только по командам летчика от кнопочного переключателя "Закрылки выпущены - Убраны". СДУ в формировании сигналов управления флаперонами участия не принимает.

 Канал поперечного управления. В качестве рулевых поверхностей в поперечном канале задействованы консоли стабилизатора (дифференциальное отклонение) и флапероны. Передача управления от КРУ к дифференциальному стабилизатору осуществляется СДУ, а к флаперонам – посредством механической проводки. Работу флаперонов в поперечном канале в качестве элеронов обеспечивает механический смеситель.

Закон управления дифференциальным отклонением стабилизатора имеет вид:

В закон управления входят следующие составляющие:

управляющий сигнал от КРУ по крену. Передаточный коэффициент корректируется по скоростному напору, статическому давлению и углу атаки. Последнее связано с особенностями управления поперечным движением с помощью стабилизатора на больших углах атаки: падении эффективности стабилизатора вследствие изменения характера обтекания фюзеляжа; возникновения неблагоприятного путевого момента; возможности выхода одной из консолей стабилизатора на верхний упор. В СДУ до угла атаки 11 градусов коэффициент остается неизменным, а затем линейно убывает. При угле атаки большем 27 градусов управление поперечным движением полностью переходит на канал флаперонов. Максимальное дифференциальное отклонение стабилизатора от данной составляющей –10…+10 градусов;

сигнал, выполняющий функции демпфера крена. Данная составляющая закона управления включает две части. Первая непосредственно выполняет функции демпфера. Сигнал проходит по двум каналам: основному (с постоянным коэффициентов усиления) и дополнительному (с корректируемым по режиму полета передаточным коэффициентом). Для исключения влияния на работу канала демпфирования срывных явлений, демпферная часть отключается при угле атаки большем 60 градусов. Это обеспечивается коэффициентом, регулируемым по углу атаки. Вторая компенсирует нежелательное влияние демпфера крена. Фильтр применяется для исключения влияния изгибных колебаний конструкции. По мере роста скорости собственные демпфирующие свойства самолета по крену улучшаются, и при скорости большей 1015 км/ч (скоростном напоре более 6000 кгс/кв. м) необходимость в организации искусственного демпфирования отпадает. Кроме того, сигнал демпферной части ограничивается по перегрузке с той же целью, что и коррекция управляющего сигнала по углу атаки (при перегрузке более 9 сигнал демпфирования отключается). Последние две особенности реализуются в законе управления с помощью специальной функции ограничения.  

 Канал путевого управления. Управляющими поверхностями в путевом канале являются рули направления, отклоняемые как летчиком от педалей через механическую проводку, так и по сигналам путевого канала СДУ. Таким образом, суммарное отклонение рулей направления определяется следующим образом

.

Закон управления рулем направления имеет вид

.

В закон управления входят следующие составляющие:

сигнал, обеспечивающий путевую устойчивость самолета. Коэффициент усиления сигнала боковой перегрузки проходит коррекцию по углу атаки (для компенсации падения эффективности вертикального оперения вследствие затенения его фюзеляжем), числу Маха (для компенсации падения путевой устойчивости на больших числах Маха), скоростному напору и статическому давлению (для выравнивания характеристик устойчивости и управляемости по режимам полета);

сигнал, обеспечивающий демпфирование короткопериодических колебаний вокруг нормальной оси;

сигнал, обеспечивающий выполнение функций автомата перекрестных связей. Введение этой составляющей вызвано необходимостью улучшения поперечной управляемости на больших углах атаки, когда управление дифференциальным отклонением стабилизатора отключается. Знак отклонения рулей направления выбран таким образом, чтобы при поперечном перемещении КРУ летчиком рули направления отклонялись бы в ту же сторону, что и КРУ. Поэтому в законе управления стоит минус;

сигнал, компенсирующий деформации проводки управления и конструкции при действии нормальной перегрузки.

Общий сигнал управления рулями направления ограничивается в зависимости от скоростного напора. Канал СДУ обеспечивает отклонение рулей направления в диапазоне –12…+12 градусов.   

3.4. Перспективы развития ЭДСУ

Самолет Су-27 стал первым в мире самолетом, статическая устойчивость которого обеспечивается при помощи СДУ-10С. По мере создания модификаций самолета Су-27 изменялась и СДУ:

для самолетов Су-30, оборудованных системой дозаправки топливом в воздухе, в СДУ был введен специальный режим "Дозаправка", обеспечивающий высокую вероятность успешной дозаправки;

на корабельном самолете Су-33 в связи с необходимостью складывания крыла дифференциальное отклонение флаперонов было обеспечено за счет СДУ, и была полностью ликвидирована механическая проводка к элеронам и рулям направления;

для улучшения компоновки кабины на самолете Су-37 была установлена и проверена малоходовая БРУ;

с целью повышения точности работы в СДУ самолетов Су-32 и Су-35 аналоговые вычислители были заменены аналогово-цифровыми.  

Таким образом, совершенствование самолетов стимулирует дальнейшее совершенствование ЭДСУ.

Отметим основные черты перспективных маневренных самолетов:

увеличение числа органов управления (ПГО + стабилизатор + УВТ, работающий в темпе короткопериодического движения);

расширение диапазона эксплуатационных режимов (включая сверхманевренность);

возрастание степени статической неустойчивости. Например, самолет  с крылом обратной стреловидности Х-29А имеет степень статической неустойчивости  до 40% САХ(Су-27 до 5%, Су-35 до 20%). При этом время удвоения амплитуды колебаний составляет 140 мс.  

Данные черты позволяют выделить основные тенденции развития ЭДСУ.

В области аппаратной:

переход на цифровую технологию;

повышение надежности, снижение массы и габаритов и производительности элементов;

унификация элементов и постепенное внедрение оптико-волоконных линий связи.

В области программного (алгоритмического) обеспечения:

постепенное внедрение ПО на основе языков высокого уровня, что позволит значительно сократить затраты на его разработку и сопровождение в процессе эксплуатации;

использование  совершенного алгоритмического обеспечения на основе методов современной теории управления.

3.5. Особенности цифровых ЭДСУ

Применение цифровых технологий в системе управления ЛА имеет целью более эффективно по сравнению с аналоговой системой обеспечить обработку данных и управление вычислительным процессом, включая:

сбор и хранение больших объемов информации от датчиков различных систем и КРУ;

обработку большого объема информации и представление ее в обобщенном виде на индикаторах;

формирование командного сигнала высокой точности с учетом изменения характеристик самолета и режимов его полета, наличия ограничений по аэродинамике и прочности ЛА;

контроль СУЛА, осуществление перестройки структуры системы при отказах (реконфигурацию СУЛА).

Вместе с тем существуют особенности динамики самолета с цифровой системой обеспечения  устойчивости и управляемости. Существенное влияние на динамику управляемого движения самолета может оказывать квантование сигналов как по времени, так и по уровню.

Время чистого запаздывания в проводке управления складывается из времени запаздывания , обусловленного цифроаналоговым преобразованием сигнала БЦВМ перед его подачей на рулевой привод, и времени запаздывания  между приемом входного сигнала аналого-цифровым преобразователем и выдачей управляющего сигнала на ЦАП – временем вычисления в БЦВМ:

.

Дополнительное запаздывание в системе управления приводит к снижению верхнего граничного коэффициента усиления и ухудшению динамических характеристик самолета с системой управления. В итоге, например, для маневренных самолетов увеличение запаздывания приводит к уменьшению максимально допустимой степени статической неустойчивости самолета. Для ослабления данного отрицательного эффекта следует принимать меры по уменьшению величины в каналах управления.

Квантование по уровню приводит к снижению статической и динамической точности управления самолетом, а в ряде случаев, в частности для статически неустойчивых самолетов, к появлению автоколебаний или увеличению их амплитуды.

При использовании современных цифровых вычислителей данные проблемы в значительной мере решаются.

Возможности цифровой техники при выполнении перечисленных функций в значительной мере зависят от степени совершенства применяемой БЦВМ (разрядности, объема ПЗУ и ОЗУ, тактовой частоты процессора). В настоящее время в авиации находят применение 16- и 32-разрядные микропроцессоры фирм INTEL, MOTOROLA, ZILOG и др.

При переходе к цифровой форме сигнала может быть осуществлена передача множества сигналов функциональных систем по одной шине, состоящей из двух скрученных экранированных проводов, но с определенной дискретной частотой и последовательностью. Причем эта частота должна быть от 50…100 МГц, чтобы обеспечить скорость передачи 1…2 Мbit/с. Для волоконно-оптических связей скорость передачи сигнала может достигать 20 Мbit/с.

 Цифровая шина данных является одним из важнейших элементов интеграции электронных систем ЛА. С помощью шины данных могут быть объединены свыше сотни (до 120) различных источников сигналов (терминалов), расположенных в разных местах самолета. В общем случае используемое число терминалов зависит от пропускной способности шины данных, быстродействия вычислителей, управляющих этим процессом, и пропускной способности связей оборудования с терминалом.

В настоящее время уделяется большое внимание вопросу внедрения в СУЛА цифровых шин данных. Например, стандартная шина MIL-STD-1553B (введена в действие в 1978 г.) применяется примерно на 30 типах ЛА разных стран (B-52, F-4, F-18/A, JAS-39 и др.). В гражданской авиации аналогом шины MIL-STD-1553B в известной мере шина ARING-429, которая также представляет экранированную скрученную пару проводов. Шина имеет быстродействие порядка 1 Мbit/с и обеспечивает передачу до 30 различных сигналов. Такая шина установлена на транспортных самолетах В-757, 767, А-300/310/320. На отечественных самолетах применяются шины, близкие по структуре и параметрам шинам MIL-STD-1553B, ARING-429.

Уже в течение многих лет в России и за рубежом ведутся работы по созданию волоконно-оптической техники. Значительный шаг в этом направлении сделан фирмой Boing, применившей на пассажирском самолете В-777 цифровую шину ARING-629 с 3-кратным резервированием. Эта шина выполнена в двух вариантах – электронном и волоконно-оптическом. В электронном варианте шина обеспечивает возможность многочисленного доступа терминалов (до 12 шт.) при передаче со скоростью 2 Мбит/с на расстояние около 100 м. В другом варианте, использующем волоконно-оптическую связь, ARING-629 выполнена в 4-канальном исполнении, что позволяет сохранить ее работоспособность после двух последовательных отказов. Шина имеет быстродействие 20 Мбит/с.

Вместе с тем следует заметить, что опыт использования цифровых шин непосредственно в контуре управления ограничивается небольшим числом самолетов. Поэтому в качестве основной меры обеспечения надежности системы с цифровой шиной является резервирование.

Одной из серьезных проблем, связанной с цифровыми ЭДСУ, является проблема обеспечения безопасности полета при полном отказе цифровой системы, который связан не с отказом аппаратуры во всех каналах, а с программными ошибками, не выявленными на стадии отработки системы. Методы и подходы к оценке надежности программного обеспечения (ПО) еще не достаточно развиты.

Возможны следующие основные виды отказов ПО цифровой ЭДСУ:

отказ типа "переполнение". Может проявиться в форме скачкообразного изменения передаточных чисел и, как следствие, возникновению управляющих сигналов на исполнительные органы. Наиболее вероятными местами возникновения переполнения являются точки, где происходит суммирование сигналов различных контуров. Наиболее вероятны переполнения на режимах малых скоростных напоров, где возникают большие командные сигналы, и режимы полета с большими угловыми скоростями и перегрузками;

зацикливание алгоритма. Потенциальным источником зацикливания являются блоки, содержащие условные операторы, – блоки контроля входной и выходной информации. Число логических операторов, используемых в бортовой программе, будет тем больше, чем шире применяются алгоритмические методы повышения надежности системы. Другим источником логических операторов являются нелинейные звенья. При практической отработке ЭДСУ очень сложно рассмотреть все сочетания логических переменных и различных путей от начала алгоритма к его концу, поэтому для сложных программ может потенциально сохраняться опасность зацикливания из-за ошибок в логических операторах. Проявляется в "замораживании" выходного сигнала, т.е. прекращении вычислительного процесса (наиболее вероятный исход);

выход за пределы отведенного участка оперативной памяти. Следствием такой ошибки может быть скачкообразное изменение выходного сигнала. Обнаружение такой ошибки без специальных средств разработки программного обеспечения может вызвать затруднения, так как ошибка может содержаться на одной из многочисленных ветвей алгоритма, не пройденных при отработке системы;

блокировка входной информации. На практике иногда встречается такая ситуация, когда при первом же отказе в группе резервированных датчиков система ошибочно забраковывает информацию не только с неисправных датчиков, но и с работающих без сбоев. В результате система перестает получать сигналы одной из групп датчиков.

Снять проблему полного отказа ЦСДУ при исправной аппаратуре может помочь только длительный опыт эксплуатации и отработки цифровых систем. В настоящее время для защиты от полных отказов цифровой ЭДСУ применяется резервное аналоговое управление (F-18, X-29, AFTI, F-16, МиГ-АТ).  При этом требуется:

обеспечение уровня характеристик устойчивости и управляемости не ниже третьего;

автоматическое и (или) ручное переключение на резервную систему;

обеспечение отказобезопасности и безопасности полета при переключении.

В целом можно отметить, что острота проблемы обеспечения надежности элементов ЭДСУ (аппаратной части) за счет применения эффективных схем резервирования постепенно снижается. Однако возникает другая проблема – обеспечение надежности ПО перспективных систем.

Тема №4. Рулевые приводы и их свойства

4.1. Классификация и принцип действия рулевых приводов

При прямом управлении отклонение рулей осуществляется за счет усилий, развиваемых летчиком. При непрямом управлении отклонение рулей летчик осуществляет с помощью рулевого привода.

Рулевой привод (РП) – это устройство, осуществляющее непосредственное отклонение органов управления ЛА по сигналам летчика или автоматических устройств. РП является важнейшим звеном СНУ и во многом определяет динамические свойства замкнутого контура «летчик – СНУ – ЛА».

Принцип действия РП. РП представляет собой следящую систему, состоящую из следующих элементов (рис.4.1):

распределительного устройства (РУ);

исполнительного устройства (ИУ);

обратной связи (ОС).

При наличии входного сигнала  и рассогласования  РУ, управляющее потоком жидкости из гидросистемы в ИУ, вызывает перемещение его выходного элемента   до тех пор, пока сигнал ОС  не уравновесит входной сигнал. Наличие ОС обеспечивает пропорциональность между входным  и выходным  сигналами.

Классификация РП. РП классифицируют по следующим признакам:

а) по виду подводимой энергии:

электрические;

пневматические;

гидравлические;

электрогидравлические.

В авиации наибольшее распространение получили гидравлические и электрогидравлические РП;

б) по типу распределительных устройств (рис.4.2):

 РП с золотниковыми распределителями (цилиндрическими или плоскими золотниками);

РП со струйной трубкой;

РП с соплом - заслонкой;

в) по типу исполнительных устройств:

РП с силовым цилиндром (энергия жидкости преобразуется в поступательное движение штока);

 РП с гидромотором (энергия жидкости преобразуется во вращательное движение выходного вала).

РП с силовыми цилиндрами используются в основном для отклонения ОУ (стабилизатора, элеронов, рулей направления и т.д.). РП с гидромотором применяются в системах управления изменением стреловидности крыла, а также в системах управления предкрылками и закрылками (Ту-22, Су-24);

г) по типу входного сигнала и типу обратной связи:

с механическим входным сигналом и жесткой обратной связью;

с электрическим входным сигналом и электрической обратной связью;

д) по количеству  каскадов усиления:

однокаскадные;

 двухкаскадные;

многокаскадные.

Для повышения надежности РУ и ИУ они дублируются. РП с двумя силовыми цилиндрами, работающими на один шток, называются двухкамерными.

В настоящее время широкое распространение получили комбинированные и многокаскадные РП.

4.2. Основные характеристики золотниковых распределительных устройств

Наиболее часто в РП применяются золотниковые распределительные устройства. Поэтому более подробно рассмотрим их основные характеристики.

Золотниковый распределитель представляет собой дроссель с переменной площадью отверстия (окна) для протока жидкости. Изменением площади регулируется гидравлическое сопротивление дросселя и, следовательно, мощность потока жидкости на выходе из распределителя.

Различают следующие три характеристики распределителей:

механическую характеристику;

гидравлическую характеристику;

усилие, необходимое для страгивания золотника.

Механическая характеристика – это зависимость площади проточных окон  от смещения золотника , т.е. .

Механическая характеристика зависит от типа золотника. Различают золотники идеальные, проточные и отсечные или с нулевым, отрицательным  и положительным перекрытием  (рис. 4.3). У идеального золотника ширина буртика точно соответствует ширине канавки в гильзе, у проточного она меньше, а у отсечного больше. При линейной характеристике площадь проточных окон пропорциональна смещению золотника:

(для идеального);

(для проточного);

(для отсечного).

Линейность характеристики обеспечивается специальным профилированием проточных окон.

Гидравлическая характеристика представляет собой зависимость секундного расхода жидкости  от величины открытия проточного окна золотника , т.е. .

Из курса гидравлики известно, что потери давления  при турбулентном течении жидкости через окно золотника определяется следующим выражением:

,              (4.1)

где коэффициент пропорциональности определяется свойствами жидкости, а также конструктивными и технологическими особенностями золотника.

Из формулы (4.1) следует, что секундный расход жидкости прямопропорционален смещению золотника

.

Важной характеристикой распределителя, особенно с цилиндрическими золотниками, является усилие, необходимое для страгивания золотника.

Увеличение усилий для перемещения золотников может происходить по нескольким причинам. Наиболее важными из них являются:

облитерация кольцевых радиальных зазоров между золотником и гильзой. Облитерация представляет собой заращивание с течением времени проходных сечений поляризованными молекулами воды. Предполагается, что поляризованные молекулы жидкости, адсорбируясь на золотнике и гильзе, образуют особый слой, который утолщаясь с течением времени, закрывает проходные сечения. Этот слой обладает значительной прочностью на сдвиг, поэтому с увеличением облитерации возрастают силы, необходимые для страгивания золотника;

появление неуравновешенных радиальных сил, вызванных несимметричным распределением давления в зазорах. Радиальные силы могут возникать, например, в том случае, если золотник имеет конусность;

попадание в зазор посторонних частиц, соизмеримых с величиной самого зазора.

В действительности все три явления взаимосвязаны. Так облитерация щелей может приводить к их местному заращиванию, что увеличивает неуравновешенные радиальные силы. И, наоборот, уменьшение зазоров вследствие прижатия золотника способствует облитерации. Мелкие частицы, отфильтровываясь в зазоре, способствуют как облитерации, так и возникновению радиальных сил.

От этих недостатков свободны плоские золотники, имеющие малую площадь соприкосновения с опорой, хорошее гидравлическое уравновешивание и пружинный компенсатор, обеспечивающий свободный проход посторонних частиц между золотником и неподвижными поверхностями, что исключает опасность заклинивания золотниковой пары. Кроме того, плоские золотники обрабатываются такими простыми способами, как плоскостное шлифование и притирка. Благодаря совместной обработке деталей обеспечивается высокая точность обработки, достаточно просто можно получить перекрытие, близкое нулевому, и обеспечить линейность изменения площади проходных окон по ходу золотника.   

4.3. Статические характеристики рулевых приводов

 

Статической характеристикой РП называется зависимость установившейся скорости ИУ (скорости поршня силового цилиндра)  от внешней нагрузки  и величины открытия окон золотника . Статические характеристики дают представление об энергетических возможностях РП и являются основой для анализа работоспособности системы управления и подбора ее параметров.

Различают два типа статических характеристик: нагрузочные и скоростные (дроссельные).

Нагрузочная характеристика – это зависимость установившейся скорости перемещения поршня силового цилиндра от внешней нагрузки при постоянной величине открытия окон золотника, т.е.

Скоростная характеристика – зависимость установившейся скорости перемещения поршня силового цилиндра от величины открытия окон золотника при постоянной внешней нагрузке, т.е.

Статические характеристики определяются для РП без обратной связи.

Скорость перемещения штока зависит от расхода жидкости  в полость цилиндра  и эффективной площади поршня , т.е.

,       (4.2)

где  - эффективная площадь поршня. Здесь - диаметр цилиндра, - диаметр штока.

Для определения расхода жидкости составим гидравлическую схему (рис. 4.4) и определим потери давления по тракту рулевого привода при следующих допущениях:

жидкость несжимаема, а ее течение турбулентное и неразрывное;

нагрузка статическая;

процесс установившийся.

Как видно из рис. 4.4 потери давления определяются выражением:

,

в котором  - давление нагнетания и слива гидросистемы соответственно.

При турбулентном течении жидкости потери давления в каналах головки рулевого привода пропорциональны квадрату расхода жидкости:

,

где - коэффициент потерь давления во всех каналах рулевого привода.

При одинаковых окнах золотника на участках 2...3 и 6...7 и при условии равенства расходов в линиях нагнетания и слива в соответствии с (4.1) имеем

.

Потеря давления на преодоление внешней нагрузки равна: .

Тогда суммарные потери давления в рулевом приводе определяются следующим выражением:

.

Определив из этого выражения расход и подставив его в (4.2), после преобразования получим выражение для статических характеристик рулевого привода

.   (4.3)

Будем полагать, что потери в каналах головки РП пренебрежимо малы, тогда

,   (4.4)

где  - добротность РП.   

Из анализа данного выражения следует:

при постоянном давлении в линиях нагнетания и слива гидроситемы максимальная скорость штока РП достигается при максимальном открытии окон золотника и отсутствии внешней нагрузки на штоке, т.е.

;

максимальное усилие РП развивает при нулевой скорости штока. При этом .

Таким образом, основные статические характеристики рулевых приводов определяются тремя группами факторов:

конструктивными (размерами силовых камер приводов, величиной открытия окон золотника);

технологическими (потерями на золотнике);

эксплуатационными (давлением нагнетания гидросистемы).

Выражение (4.4) может упрощено, если перейти от абсолютных величин к относительным. Введем следующие обозначения:

.

Тогда, после несложных преобразований получим зависимость для определения статических характеристик в относительных величинах:

      (4.5).

Нагрузозная и скоростная характеристики РП приведены на рис.4.5.

4.4. Влияние эксплуатационных факторов на статические характеристики рулевых приводов

Оценим влияние на статические характеристики РП следующих эксплуатационных факторов:

увеличения нагрузки на штоке;

потерь в каналах головки РП;

изменения давления в нагнетающей магистрали;

отказа одной камеры двухкамерного РП.

Как видно по нагрузочной характеристике, при увеличении противодействующей нагрузки уменьшается быстродействие РП. При () шток останавливается. Если нагрузка будет больше максимальной, то РП не в состоянии удержать ее, и произойдет перемещение (просадка) штока в направлении действия нагрузки с выдавливанием жидкости в линию нагнетания. Для предотвращения просадки на входе в привод в линии нагнетания устанавливаются обратные (противопосадочные) клапаны.

При помогающих нагрузках () скорость перемещения штока возрастает и при  (максимальной помогающей нагрузке) . При помогающей нагрузке, большей максимальной, произойдет разрыв струи жидкости, так как полость соединенная с линией нагнетания, не будет успевать заполняться жидкостью.

Для обеспечения требуемого быстродействия РП, исключения просадки штока и увода его помогающей нагрузкой максимальная в эксплуатации внешняя нагрузка должна быть в 1,5 раза меньше максимального усилия, развиваемого РП (), а запас по скорости должен быть не менее 20% ().

На практике при выборе параметров РП применительно к конкретному самолету величины запасов по тяге и максимальной скорости перекладки органов управления определяются на основании математического моделирования при наихудших по условиям работы приводов расчетных случаях. Полученные результаты подтверждаются при полунатурном моделировании динамики самолета с реальной системой управления, включая при необходимости имитацию нагрузок на РП. Достаточность выбранных параметров выходных усилий и скоростей РП помимо стендового моделирования должна быть проверена в летных испытаниях самолета.

Для оценки влияния потерь в каналах головки РП запишем выражение (4.3) в относительных величинах

,       (4.6)

где  - относительный коэффициент сопротивления каналов.

Из (4.6) следует, что с увеличением сопротивления каналов уменьшается быстродействие РП и сужается область регулирования скорости открытием окна золотником (рис.4.6).

При падении давления в нагнетающей магистрали уменьшается усилие развиваемое РП и его быстродействие (максимальная скорость штока). Это следует из анализа выражения (4.4). Причем, если максимальное усилие на штоке уменьшается пропорционально падению давления, то максимальная скорость пропорциональна корню из этой величины:

;

.

Такой же эффект возникает при отказе одной из гидросистем, если на самолете установлен двухкамерный РП.

Двухкамерный РП представляет собой два рулевых привода, собранных в одном корпусе, включенных параллельно и работающих против общей нагрузки (рис. 4.7,а). Каждый привод через свое распределительное устройство питается от отдельной гидросистемы. Если давления в линиях нагнетания, площади проточных окон золотников и эффективные площади поршней в каждом приводе одинаковы, то внешняя нагрузка  распределяется на оба поршня поровну, т.е.

.

Рассмотрим отказ одной гидросистемы (камеры двухкамерного РП) при нагрузке на штоке, соответствующей одной из областей А, Б, В и Г (рис. 4.7, б). Будем полоагать, что РП установлен в системе управления стабилизатором.

Если усилия в момент отказа камеры лежат в области Г (), то дальнейшее отклонение руля будет невозможно ("утыкание" первого рода). Более того внешняя нагрузка будет возвращать его к нейтральному положению, если нет противопросадочных клапанов.

Отказ одной камеры при нагрузках, соответствующих области В, сопровождается снижением быстродействия РП.

При нагрузках, лежащих в области Б, отказ одной камеры практически не сказывается на управляемости.

Отказ одной камеры в момент времени, когда нагрузка загружает шток помогающими усилиями, лежащими в области А, при дозвуковом обтекании может вызвать заброс по отклонению стабилизатора. В этой области можно увеличить отклонение руля, но нельзя уменьшить ("утыкание" второго рода). Данная особенность обусловлена тем, что на дозвуке, как правило, шарнирный момент на стабилизаторе направлен на увеличение углов установки. При сверхзвуковом обтекании такой отказ вызывает отклонение стабилизатора на уменьшение углов его отклонения (шарнирный момент стремится уменьшить угол установки стабилизатора).

4.5. Динамические свойства рулевых приводов

Динамические свойства РП характеризуют его как следящую систему.

Согласно выражению (4.4) . Учитывая, что   можно записать , или в операторном виде . Следовательно, РП без обратной связи представляет собой интегрирующее звено, а его передаточная функция имеет вид:

.

Рассмотрим теперь РП с жесткой обратной связью (ЖОС). Структурная схема привода представлена на рис.4.8. Его передаточная функция определяется следующим образом:

.

Таким образом, РП с ЖОС представляет собой инерционное звено с постоянной времени .

Постоянная времени характеризует длительность переходного процесса. Для инерционного звена время регулирования равно примерно трем постоянным времени. Как следует из полученных выше выражений, чем выше добротность и коэффициент обратной связи, тем меньше постоянная времени, а, следовательно, быстрее реакция привода на входной сигнал. При этом инерционность привода определяется как конструктивными параметрами (размером силовой камеры привода, характеристиками золотникового распределительного устройства), так и эксплуатационными (внешней нагрузкой на штоке, давлением нагнетания гидросистемы).

Так как в СНУ основное запаздывание в отработке управляющего сигнала летчика вносит РП, то увеличение его быстродействия сводит искажение входного сигнала к минимуму.

В соответствии с существующими нормами параметры РП, определяющие его динамические характеристики (постоянные времени всех устройств привода, коэффициенты усиления и обратных связей и т.п.), выбираются в каждом конкретном случае по условию обеспечения заданных частотных характеристик.

Построение амплитудочастотных (АЧХ) и фазочастотных (ФЧХ) характеристик демонстрируется в лабораторной работе. При этом на вход привода подается гармонический сигнал с амплитудой равной единице. Перемещение штока привода (выходной сигнал) описывается некоторой функцией , т.е. выходной сигнал отличается от входного по амплитуде и по фазе. АЧХ характеризует искажение входного сигнала по амплитуде, а ФЧХ - по фазе при различных частотах входного сигнала .

АЧХ и ФЧХ привода при различных постоянных времени приведены на рис.4.10.

В заключении отметим следующее. Приведенный выше анализ основан на следующих допущениях:

жидкость несжимаема;

инерционная составляющая нагрузки мала;

узлы крепления РП абсолютно жесткие.

В реальной системе управления эти допущения могут быть не справедливыми.  Поэтому для исключения колебательных процессов применяют:

положительное перекрытие золотников (для увеличения зоны нечувствительности);

демпферы золотников;

максимально более жесткие крепления приводов.

Раздел II. Системы автоматического и полуавтоматического управления

летательных аппаратов

Тема №5. Системы автоматического управления угловым положением

летательных аппаратов

5.1. Требования к системам автоматического управления

Требования к САУ условно можно разделить на три основные группы:

требования к функциональным возможностям;

требования к структурной организации;

требования к средствам повышения безопасности автоматического полета.

САУ в комплексе с другими информационными системами должна обеспечивать:

требуемые характеристики устойчивости и управляемости ЛА;

автоматическую стабилизацию заданных значений углов тангажа, крена, рысканья, скорости полета, высоты, числа М, нормальной перегрузки;

автоматическое выполнение наборов высоты и снижений;

автоматическое приведение ЛА в горизонтальный полет;

автоматическое, директорное и позиционное управление полетом;

индикацию директорных и позиционных сигналов, независимо от вида управления;

эффективную сигнализацию режимов работы и состояний САУ.

САУ должна обеспечивать выполнение всех заданных функций при всех вариантах подвески, во всем диапазоне высот и скоростей, полетных весов и центровок. При этом должны учитываться ограничения параметров движения ЛА, определяемые его аэродинамическими, конструктивными и эксплуатационными особенностями.

Структура САУ должна формироваться по иерархическому принципу в соответствии с возложенными на систему задачами.

Конструктивное построение САУ должно предоставлять летчику следующие возможности:

раздельного включения (отключения) продольного и бокового каналов, автоматическое и ручное (директорное) пилотирование по разным каналам управления;

быстрого отключения и повторного включения САУ. Действия летчика по изменению режимов работы САУ, а также при устранении отказов автоматического управления не должны требовать запоминания и должны выполняться минимальным количеством операций. При этом должны быть исключены промежуточные действия и возможность ошибок;

брать управление «на себя» в любой момент времени и не зависимо от положения органов управления.

В конструкции САУ должен быть предусмотрен комплекс средств, направленных на повышение ее надежности и отказобезопасности. Мероприятия по повышению безопасности автоматического полета предусматриваются на каждом иерархическом уровне, с учетом их взаимосвязи, как по выполняемым функциям, так и по значениям ограничиваемых параметров.  Отказы и неисправности более высокого уровня не должны приводить к выходу ЛА за допустимые ограничения по параметрам более низкого по уровню контура управления.

САУ, предназначенные для автоматического полета на малых и предельно малых высотах, в условиях пониженных метеоминимумов должны иметь дополнительные средства, повышающие надежность их работы и безопасность полетов.

5.2. Принципы построения контуров управления угловым положением

летательных аппаратов

Автоматическое управление САУ осуществляют путем воздействия на органы управления и создания ими необходимых управляющих сил и моментов.

Типовая система управления угловым положением ЛА включает:

измерители (датчики) углового положения;

устройства формирования заданного углового положения;

устройства вычисления сигналов управления (вычислители). В простейшем случае вычислитель выполняет функции суммирования и преобразования сигналов;

исполнительные устройства (сервоприводы), осуществляющие изменение положения органов управления в соответствии с сигналами управления.

В качестве измерителей углового положения используются авиагоризонты, гировертикали, курсовые системы.

Различают два режима работы САУ:

стабилизацию заданного неизменного углового положения;

управление угловым положением ЛА во времени.

При стабилизации углового положения используются специальные устройства, называемые механизмами согласования (МС). Эти механизмы, представляющие собой электромеханические следящие системы, запоминают стабилизируемое угловое положение самолета и вычисляют отклонения текущих углов от заданных.

Простейшая функциональная схема МС показана на рис. 5.1. Электрический сигнал, пропорциональный текущему стабилизируемому параметру (углу), через усилитель поступает на двигатель. Обратная связь компенсирует поступающий на вход системы сигнал. Следящая система обладает достаточно высокой добротностью (коэффициентом усиления), и при изменении угла рассогласование (ошибка слежения) практически отсутствует. При включении автоматического управления обратная связь размыкается, и сигнал с выхода усилителя подается на вычислитель. В дальнейшем при изменении углового положения ЛА на вход вычислителя поступает напряжение, пропорциональное разности между текущим и заданным значениями угла. При этом заданный угол определяется значением текущего угла в момент включения режима автоматического управления.

Как правило, в режимах стабилизации углового положения ЛА предусматривается возможность вмешательства летчика в процесс управления без выключения данного режима. Для этого используются два пути:

летчик прикладывает усилия к ручке управления или обжимает специальную гашетку. По сигналам встроенных выключателей прекращается процесс стабилизации, МС переводится в режим согласования. Самолет изменяет угловое положение по командам летчика. После освобождения гашетки от усилий восстанавливается режим стабилизации уже нового углового положения самолета;

летчик изменяет заданное значение угла поворотом специальных рукояток, рычагов, встроенных в пульты САУ. При этом осуществляется стабилизация нового углового положения самолета.

В случае управления угловым положением значения заданных углов формируется не МС, а специальными вычислителями. Кроме того, изменение заданного значения угла может осуществляться летчиком с помощью ручного задатчика на пульте автопилота.   

Как правило, системы управления углами тангажа, крена и курса выполняются по одинаковым схемам и отличаются лишь второстепенными деталями. Функциональная схема типового канала управления САУ представлена на рис.5.2.

5.3. Законы управления угловым положением летательных аппаратов

 Современные САУ строятся, как правило, по иерархическому принципу и включают:

внутренний (пилотажный) контур, управляющий движением вокруг центра масс ЛА;

внешний (траекторный) контур, управляющий движением центра масс.

Пилотажный контур управляет перегрузками, углами крена, тангажа, а траекторный – курсом, высотой полета, отклонением от ЛЗП и др.

Если через  обозначить один из перечисленных выше параметров движения, то простейший закон управления пилотажного контура САУ будет иметь вид

,      (5.1)

где  - заданное значение управляемого параметра; - передаточное число (коэффициент). Заданное значение управляемого параметра может формироваться МС в момент включения САУ (режим стабилизации углового положения) или вычислителем траекторного контура САУ (режим управления).

Принцип работы САУ с законом управления (5.1) очень прост. При отклонении ЛА от заданного углового положения на угол  САУ отклоняет руль на величину , пропорциональную рассогласованию. Возникающий аэродинамический (восстанавливающий) момент заставляет ЛА возвращаться в заданное положение. По мере уменьшения ошибки уменьшается и угол отклонения руля, т.е. уменьшается управляющий момент. Когда ЛА вернется в требуемое положение САУ установит руль в нейтральное положение, т.к. . Управляющий момент при этом станет равным нулю. Однако ЛА при подходе к заданному положению может иметь значительную угловую скорость. Поэтому он может по инерции перейти это положение и отклониться в противоположную сторону. Тогда САУ опять отклонит руль и создаст управляющий момент обратного знака, стремясь снова возвратить ЛА в требуемое положение. Если система «САУ - ЛА» устойчива, то после некоторого числа колебаний восстановится невозмущенное движение. Быстрота затухания колебаний при законе (5.1) определяется главным образом собственными демпфирующими моментами ЛА. Если они незначительны, то получить удовлетворительное качество процесса управления не удается.

Для повышения качества процесса управления в САУ используются сигналы по производным регулируемых координат. Закон управления САУ с дополнительным сигналом по первой производной записывается следующим образом

,              (5.2)

где - скорость изменения регулируемого параметра по времени; - передаточные числа.

Введение дополнительного сигнала по производной регулируемого параметра по своему эффекту аналогично увеличению демпфирующего момента ЛА. Дополнительное отклонение руля, обусловленное сигналом , создает момент, пропорциональный угловой скорости ЛА. При этом направление отклонения руля выбирается таким, что возникающий момент препятствует вращению ЛА. Таким образом, первое слагаемое в законе (5.2) является основным управляющим сигналом, который тем больше, чем больше рассогласование между текущим значением управляемого параметра и его заданным значением. Второе слагаемое предназначено для уменьшения колебательности переходного процесса.

Отличительной особенностью законов (5.1) и (5.2) является наличие статических ошибок при действии некоторых возмущений. Устранение таких ошибок, т.е. обеспечение астатизма к внешним возмущениям, осуществляется введением в закон управления сигнала, пропорционального интегралу , т.е. применением закона управления вида

.     (5.3)

Введение интеграла в закон управления существенно изменяет статические свойства САУ. В установившемся (статическом) режиме, когда угловое движение ЛА прекратилось, руль неподвижен. При этом помимо производной равно нулю и отклонение регулируемой координаты от заданного значения. В противном случае значение интеграла в законе (5.3) будет возрастать, и отклонение руля будет отличным от нуля. Таким образом, благодаря введению интеграла от рассогласования ликвидируется статическая ошибка, а САУ, имеющая закон (5.3), называется астатической. Недостатками астатической САУ являются более сложная аппаратурная реализация, а также склонность к автоколебаниям при наличии нелинейности характеристик реальных элементов.

Законы управления вида (5.1) - (5.3) являются простейшими и наиболее распространенными, но не единственно возможными. Нередко они усложняются и дополняются. Так в закон управления дополнительно могут включаться сигналы пропорциональные вторым производным регулируемого параметра, сигналы, предназначенные для устранения нежелательных перекрестных связей и т.д.

Техническая реализация того или иного закона управления зависит от информации, содержащейся в выходном сигнале вычислителя, и от вида обратной связи сервопривода.

5.4. Сервоприводы и виды обратных связей в них.

Способы включения исполнительных устройств САУ в контур управления

Рулевой агрегат (РА) с устройством обратной связи совместно с усилителем называется сервоприводом. Основу сервопривода составляет исполнительное устройство – РА, представляющий собой электродвигатель или гидроусилитель с электрическим приводом распределительного устройства (рис.5.3).

Входным сигналом для сервопривода является электрический сигнал  с выхода вычислителя САУ. Сигнал  может формироваться вычислителем различным образом, но наиболее часто используются следующие его виды:

;     (5.4)                              ;     (5.5)

,  (5.6)                            ,   (5.7)

где , , ,  - коэффициенты передачи по углу, интегралу от угла, угловой скорости и угловому ускорению соответственно. Сигнал  получатся с помощью специального интегратора. Предполагается, что измерительная часть САУ определяет все необходимые параметры движения ЛА мгновенно и абсолютно точно.

При отсутствии обратной связи РА описывается интегрирующим звеном. Вид обратной связи влияет на передаточную функцию сервопривода. В САУ находят применение сервоприводы с жесткой, скоростной и изодромной обратной связью.

Сервопривод с жесткой обратной связью (ЖОС). У данного сервопривода передаточная функция обратной связи представляет собой усилительное звено с коэффициентом усиления . ЖОС реализуется, как правило, с помощью потенциометрических или индукционных датчиков, механически связанных со штоком РА. Структурная схема сервопривода с ЖОС представлена на рис. 5.4.

 

 

Согласно структурной схеме передаточная функция такого исполнительного устройства САУ будет равна

,

где - постоянная времени, - коэффициент усиления. На практике стремятся к тому, чтобы обеспечить минимальное значение постоянной времени сервопривода. Поэтому можно считать сервопривод с ЖОС практически усилительным звеном. Таким образом, при постоянном значении входного сигнала , сервопривод перемещает шток РА на величину

.       (5.8)

Таким образом, при использовании ЖОС входному управляющему сигналу соответствует пропорциональное отклонение штока исполнительного устройства, а следовательно, пропорциональный угол отклонения рулевой поверхности.

На основе сервопривода с ЖОС реализуются статические САУ при формировании сигнала  вычислителем по закону (5.4) – (5.6) и астатические, если входной сигнал формируется по закону (5.7).  

Сервопривод со скоростной обратной связью (СОС). При СОС сервопривода в цепи обратной связи стоит идеальное дифференцирующее звено. СОС реализуется с помощью тахогенератора, механически связанного с валом электродвигателя РА, или дифференцированием сигнала, снимаемого с потенциометра обратной связи.

Структурная схема сервопривода со СОС представлена на рис. 5.5.

 

Структурной схеме соответствует следующая передаточная функция

.

Из полученного выражения можно сделать два основных вывода:

сервопривод со СОС представляет собой интегрирующее устройство. При этом коэффициент усиления сервопривода оказывается меньшим коэффициента усиления РА. Следовательно, охват исполнительного устройства сервопривода СОС не изменяет его структуры, а только уменьшает его коэффициент усиления;

постоянному входному сигналу соответствует постоянная скорость выдвижения штока РА, а, следовательно, и постоянная скорость отклонения рулевой поверхности:

или    .     (5.9)

При отключении входного сигнала движение рулевой поверхности прекращается, а угол ее отклонения остается постоянным.

На основе сервопривода со СОС реализуются астатические САУ. При этом вычислитель формирует управляющий сигнал, как правило, по закону (5.6). Сигнал по второй производной (угловому ускорению) способствует повышению качества переходного процесса.

Сервопривод с изодромной обратной связью (ИОС). При использовании ИОС в цепи обратной связи стоит реальное дифференцирующее звено. Его можно рассматривать как последовательно соединенные идеальное дифференцирующее и апериодическое звенья. Реализуется ИОС с помощью соответствующих электрических схем (RC цепочек). Структурная схема сервопривода с ИОС представлена на рис. 5.6

Структурной схеме соответствует следующая передаточная функция

При постоянном значении входного сигнала , сервопривод перемещает шток РА на величину

.     (5.10)

Из последнего выражения следует, что сервопривод с ИОС можно рассматривать как два сервопривода, соединенных последовательно: один СП с ЖОС, другой с СОС.

На основе сервопривода с ИОС реализуются астатические САУ. Как видно из выражения (5.10) данный сервопривод обладает способностью дифференцировать входной сигнал. Поэтому по сравнению с САУ со СОС информационная и вычислительная часть системы может быть реализована проще. На вход сервопривода достаточно подать сигнал вида (5.5). Сигнал по второй производной оказывается ненужным, так как эта производная реализуется в самом приводе.

Таким образом, управляющий сигнал вычислителя , поступающий на вход сервопривода, преобразуется в нем в соответствующее перемещение штока РА . Перемещение штока РА приводит к отклонению органа управления и, как следствие, к изменению параметров движения ЛА. Если пренебречь динамикой элементов СНУ, то  отклонение органа управления будет пропорционально перемещению штока РА

,

где  - коэффициент пропорциональности, характеризующий последовательное преобразование сигнала САУ (перемещения штока РА) в соответствующее отклонение органа управления. Данный коэффициент определяется прежде всего способом включения РА в контур управления.

Способы включения РА в контур управления играют важную роль и по существу определяют взаимодействие летчика и САУ. На практике применяются два способа включения: последовательный и параллельный.

При последовательном включении происходит суммирование отклонений органа управления от летчика и от САУ, т.е.

.

Летчик не ощущает работы САУ. Этот способ реализуется по схеме раздвижной тяги или дифференциала.

При включении РА по схеме раздвижной тяги он является по сути элементом проводки управления (рис.5.7, а).

При ручном управлении отклонение РУС вызывает перемещение корпуса РА, который в свою очередь воздействует на на золотник бустера и приводит к перемещению силового штока рулевого привода и отклонению органа управления в ту или иную сторону. В этом случае шток и корпус РА неподвижны относительно друг друга.

В случае включения САУ сигналы вычислителя подаются на РА. Под действием этих сигналов перемещается шток РА, а его корпус остается неподвижным. Так как пружинный механизм загрузки РУС имеет предварительное поджатие, то РА перемещает золотник рулевого привода, в результате чего происходит отклонение органа управления.

Корпус РА целесообразно размещать ближе к гидроусилителю, чтобы уменьшить потери его усилий на преодоление трения в тягах и качалках системы управления.

Основными недостатками данной схемы включения РА являются:

необходимость дополнительного свободного пространства для перемещения РА;

возможность смещения проводки управления при больших ускорениях, действующих на корпус РА. В этом случае летчик может ощущать на РУС некоторое усилие.

При дифференциальной схеме включения РА его корпус жестко закреплен на корпусе ЛА и неподвижен относительно него (рис.5.7, б). Такая схема позволяет устранить недостатки, отмеченные выше.

Основное преимущество последовательного включения РА заключается в том, что для автоматического управления могут быть использованы сервоприводы системы устойчивости и управляемости. Однако для обеспечения безопасности полетов углы отклонения органов управления в автоматическом режиме работы ограничиваются, что снижает возможности САУ.

При параллельном включении орган управления отклоняется либо от летчика, либо от САУ. При таком включении исполнительных органов САУ вместе с рулями отклоняются и командные рычаги управления. Вся проводка управления перемещается вместе с рычагами управления и органами управления примерно также как и при управлении ЛА летчиком. Движение рычагов характеризует правильность работы системы.

В особых ситуациях на режимах автоматического полета летчик имеет возможность быстрого отключения САУ и ее "пересиливания". "Пересиливание" производится, как правило, путем отключения САУ по сигналу с датчика усилия, прикладываемого к рычагу управления.

Варианты параллельного включения РА в контур управления представлены на рис. 5.8.

5.5. Автоматическое управление креном

5.5.1. Состав и принцип действия САУ

В качестве законов управления в канале крена могут быть реализованы следующие:

 ( ЖОС СП)   (5.11)

 (СОС СП)     (5.12)

 (ИОС СП)  (5.13)

Для реализации данных законов управления в состав САУ входят:

датчик углового положения самолета (гировертикаль);

датчик угловой скорости крена;

вычислитель (суммирующее устройство);

сервопривод, включающий усилитель, рулевой агрегат и датчик обратной связи.

Гировертикаль измеряет текущий угол крена, который сравнивается с заданным значением. Заданное значение угла крена формируется механизмом согласования. Электрический сигнал, пропорциональный рассогласованию, поступает в вычислитель. В вычислителе при наличии ошибки (рассогласования) формируется сигнал, пропорциональный этой ошибке, который поступает на сервопривод. Отрабатывая этот сигнал, шток рулевого агрегата перемещается в соответствии с управляющим сигналом и типом обратной связи, реализованной в сервоприводе. Перемещение штока приводит к отклонению органа управления и соответствующему изменению угла крена.

Электрический сигнал соответствующий заданному углу крена может формироваться также летчиком или траекторным контуром САУ.

5.5.2. Динамические свойства системы "САУ – самолет"

при управлении креном

Будем считать, что движение самолета описывается уравнениями изолированного крена (углы атаки малы):

     (5.14)

В уравнениях (5.14) слагаемое  характеризует действие возмущающего момента по крену.

Для исследования динамических свойств получим и проанализируем передаточную функцию контура "САУ – самолет" . Для определенности будем считать, что САУ отклоняет элероны по закону (5.11). Возмущения отсутствуют. С этой целью из уравнений (5.14) получим следующие передаточные функции

       и           ,

а закон управления (5.11) представим в виде

.

Заметим, что самолет без САУ по крену неустойчив, так как   .  Откуда  значение угла крена при отклонении элеронов определится следующим образом . Следовательно, при отклонении элеронов крен будет возрастать неограниченно до тех пор, пока элероны не будут убраны ().

Структурная схема контура управления углом крена при законе (5.11) представлена на рис. 5.9.

Данной структурной схеме соответствует следующая передаточная функция:

.      (5.15)

Анализ передаточной функции (5.15) позволяет сделать несколько выводов:

самолет с САУ приобретает новое качество - устойчивость по крену. Действительно, при  передаточная функция замкнутого контура , что означает равенство угла крена заданному значению по окончании переходного процесса;

динамические свойства системы «САУ – самолет» при управлении углом крена по закону (5.11) описываются звеном второго порядка и определяются собственной частотой  и коэффициентом затухания , которые зависят как от свойств самолета, так и параметров САУ (передаточных коэффициентов закона управления);

при заданной эффективности элеронов собственная частота контура определяется передаточным коэффициентом . Чем выше коэффициент, тем выше частота;

демпфирование колебаний по крену зависит от собственных демпфирующих свойств самолета и передаточного числа . Чем выше коэффициент и выше эффективность рулей, тем выше демпфирование.

Таким образом, выбором передаточных чисел можно обеспечить требуемый вид переходного процесса.

Расчет параметров САУ методом стандартных коэффициентов. Метод стандартных коэффициентов основан на том, что между характером переходной функции и передаточной функцией системы существует вполне определенная связь. Вид переходной функции определяется значением нулей (корней числителя) и полюсов (корней знаменателя) передаточной функции. Для любой конкретной формы передаточной функции существует некоторое «оптимальное» распределение нулей и полюсов, при котором обеспечивается требуемый вид переходной функции. Каждому такому распределению соответствует определенное значение коэффициентов полиномов числителя и знаменателя передаточной функции. Набор значений коэффициентов, соответствующих заданному распределению корней и полюсов, называется стандартным.

Для передаточной функции вида (5.15) характерным является то, что вид переходной функции системы полностью определяется  коэффициентами знаменателя (т.е. полюсами). Следовательно, задача заключается в определении таких значений  и , которые бы обеспечили совпадение коэффициентов полинома знаменателя с некоторым стандартным («оптимальным») полиномом. При этом обеспечивается заданное значение полюсов, а, следовательно, заданный вид переходной функции.

Исходные данные для расчета систем второго порядка сведены в таблицу 5.1.

Таблица 5.1

Относительный заброс регулируемой величины

Относительный коэффициент затухания

Выражения для расчета времени регулирования

0,05

0,707

0

1,0

 

В соответствии с требованиями к качеству управления необходимо задаться видом переходного процесса (величиной относительного заброса) и временем регулирования. По известному времени регулирования определяется значение собственной частоты контура. Далее по известным значениям собственной частоты и относительного коэффициента затухания определяется стандартный (эталонный) полином. Завершается процедура расчета определением искомых значений передаточных чисел, путем решения системы уравнений, полученной из условия равенства соответствующих коэффициентов полиномов.

К управляемому движению крена предъявляются, как правило, следующие требования:

относительный заброс – не более 5%;

время регулирования 1…2 с.

Расчет будем производить из условия обеспечения апериодического переходного процесса (относительный заброс равен нулю, т.е. ) и времени регулирования с. Для данных условий эталонный полином имеет следующий вид

(5.16)

Из условия равенства коэффициентов знаменателя передаточной функции (5.15) с коэффициентами эталонного полинома (5.16), получим уравнения

;       ,

решая которые определим значения передаточных чисел САУ

       и         .

Анализ полученных выражений позволяет сделать два вывода:

чем выше эффективность элеронов, тем меньшая величина коэффициентов соответствует одному и тому же выбранному эталонному переходному процессу;

необходимо регулировать коэффициенты при изменении режима полета для обеспечения заданного качества переходных процессов. Это связано с изменением аэродинамических производных, входящих в выражения для расчета.

5.5.3. Работа САУ в режиме управления креном

Предположим, что самолет совершает горизонтальный полет без крена. В канале крена САУ реализуется закон управления вида (5.11)

.      

Пусть в момент времени  летчик повернул на пульте САУ рукоятку "разворот" на некоторый угол, соответствующий заданному углу крена  (сигнал  может поступать, кроме того, из траекторного контура САУ). Электрический сигнал, пропорциональный заданному углу крена, пройдя через усилитель, поступает на вход сервопривода. Шток РА сервопривода начинает перемещаться, вызывая отклонение элеронов на угол  (рис. 5.10). В результате появится возмущающий момент , который вызовет вращение самолета и изменение угла крена. Сигналы с гироверикали и ДУС, пропорциональные соответственно текущему углу и угловой скорости крена, пройдя через вычислитель, будут отклонять руль в обратном направлении, уменьшая при этом возмущающий момент. Демпфирующий момент  с ростом угловой скорости крена растет, и в момент времени  он становится равным возмущающему. Угловая скорость крена в этот момент максимальна. В дальнейшем демпфирующий момент становится больше возмущающего, и при увеличении угла крена угловая скорость начинает уменьшаться.

В момент времени  сигналы пропорциональные текущему крену и угловой скорости крена, сравняются с сигналом, пропорциональным заданному крену. Элероны вернутся в нейтральное положение. Далее эти сигналы становятся больше, и элероны начнут отклоняться в противоположную сторону, создавая при этом дополнительный демпфирующий момент, который погасит угловую скорость при подходе к заданному значению угла крена.

Данный переходный процесс возможен только при правильно выбранных передаточных коэффициентах закона управления.   

При выходе на заданный угол крена как было показано выше, статическая ошибка отсутствует, т.е. . Следовательно, при отсутствии внешних возмущений САУ с ЖОС сервопривода отслеживает управляющий сигнал без статической ошибки.

5.5.4. Реакция самолета с САУ на внешний возмущающий момент

Предположим, что по какой либо причине (несимметричный сброс груза, пуск ракеты и т.п.) возник момент крена . Рассмотрим поведение системы «САУ – самолет» при действии этого возмущения, если в САУ применяется сервопривод с ЖОС.

Анализ проведем на основе системы уравнений (5.14) и уравнения (5.11). Из первого уравнения (5.14) видно, что по окончании переходного процесса () имеет место равенство

.

Данное равенство означает, что действующий возмущающий момент может быть компенсирован только отклонением элеронов, однако для закона (5.11) такое отклонение возможно только в том случае, если крен будет отличным от заданного. В итоге можно записать

.

Из данного выражения определяется статическая ошибка:

.

Таким образом, при действии возмущающего момента появляется статическая ошибка, которая тем больше, чем больше возмущающий момент, меньше скоростной напор, меньше эффективность элеронов и меньше передаточный коэффициент . Заметим, что при  статическая ошибка также стремится к нулю. Однако большие значения передаточных чисел невозможно реализовать на практике.

Появление статической ошибки объясняется тем, что возмущающий момент будет накренять самолет до тех пор, пока отклоненные САУ элероны не скомпенсируют этот момент.

Для устранения статической ошибки при действии постоянного возмущающего момента применяют САУ с ИОС или СОС, а также САУ с ЖОС, но включающей интегральный сигнал.

5.6. Автоматическое управление тангажом

Управление углом тангажа связано с вращением ЛА вокруг поперечной оси, а также с поворотом вектора скорости (изменением угла наклона траектории). В связи с эти автоматическое управление тангажом отличается от процесса автоматического управления креном.

Вращение вокруг поперечной оси происходит под действием продольного момента. Этот момент создается отклонением стабилизатора. Поворот вектора скорости осуществляется силой, направленной по нормали к траектории, т.е. подъемной силой. При этом оба эти вращения связаны через угол атаки, который определяет как величину и знак продольного момента, так и величину и знак подъемной силы.

5.6.1. Состав и принцип действия САУ

Автоматическое управление тангажом осуществляется продольным каналом САУ, воздействующим на стабилизатор (руль высоты). При этом могут быть использованы следующие законы

 (5.17)

(5.18)

 (5.19)

В состав автопилота входят:

датчик углового положения самолета (гировертикаль);

датчик угловой скорости тангажа;

вычислитель (суммирующее устройство);

сервопривод, включающий усилитель, рулевой агрегат и датчик обратной связи.

Принцип работы САУ при управлении тангажом аналогичен принципу работы САУ при управлении углом крена.

Электрический сигнал, соответствующий заданному углу тангажа, формируется механизмом согласования и определяется значением текущего угла в момент включения режима автоматического управления. Кроме того данный сигнал может формироваться летчиком или траекторным контуром САУ.

В САУ маневренных самолетов управление тангажом осуществляется, как правило, через контур перегрузки.

5.6.2. Динамические свойства системы "САУ – самолет"

при управлении тангажом

Анализ динамических свойств системы "САУ - самолет" при управлении тангажом основан на совместном исследовании уравнений продольного движения самолета (уравнения моментов и уравнения сил) и САУ. Предположим, что в САУ реализован закон управления (5.17). Тогда система уравнений, используемая в дальнейшем для анализа, примет следующий вид

 

                             ;  

                            ;                           

                            ;                                                                    (5.20)

                           .   

Первые два уравнения (5.20) характеризуют вращение самолета относительно поперечной оси, третье и четвертое – вращение вектора скорости. Слагаемые ,  и  характеризуют действие возмущающих момента, силы, а также ветра.

Для исследования динамических свойств получим и проанализируем передаточную функцию контура "САУ – самолет" . Считаем, что возмущения отсутствуют. Из уравнений (5.20) могут быть получены необходимые передаточные функции

,         .

Далее  определим передаточную функцию, описывающую переходный процесс по углу тангажа при отклонении стабилизатора

   (5.21)

Как видно из (5.21), самолет без САУ неустойчив по углу тангажа. При отклонении руля высоты угол тангажа неограниченно возрастает.

Представим закон управления в ином виде

.

Структурная схема замкнутого контура управления углом тангажа представлена на рис..5.11.

Структурной схеме (рис. 5.11) соответствует передаточная функция

,      (5.22)

где

;    ;     .

Анализ данной передаточной функции показывает:

самолет с САУ приобретает новое качество – устойчивость по тангажу. Действительно, при  передаточная функция замкнутого контура , что означает равенство угла тангажа заданному значению по окончании переходного процесса;

 характеристический полином (знаменатель передаточной функции) имеет третий порядок. Это связано с тем, что модель включает три свободные переменные: тангаж, угловую скорость тангажа и угол атаки;

передаточная функция содержит ненаблюдаемый нуль, который ухудшает качество переходного процесса;

динамические свойства системы "САУ – самолет" определяются как собственными свойствами самолета, так и параметрами закона управления.

Для оценки влияния параметров закона управления на динамические свойства замкнутого контура рассмотрим условия устойчивости системы. В соответствии с критерием Рауса – Гурвица система, описываемая передаточной функцией (5.22), является устойчивой, если выполняются два условия:

коэффициенты характеристического полинома положительны;

справедливо неравенство .

Учитывая принятое правило знаков (, ), можно отметить, что для устойчивого по перегрузке самолета ( и ) и положительных коэффициентах закона управления первое условие устойчивости выполняется.

Второе условие в данном случае принимает следующий вид:

.    (5.23)

Анализ выражения (5.23) показывает, что увеличение передаточного числа  оказывает благоприятное влияние на динамические свойства системы (способствует повышению устойчивости), а влияние коэффициента  не однозначно.

Расчет параметров САУ с законом (5.17). Непосредственное применение метода стандартных коэффициентов к выбору параметров САУ затруднительно, так как необходимо найти два коэффициента закона управления по трем уравнениям. Это связано с тем, что объект управления описывается тремя параметрами, а управление осуществляется только по двум.

Для расчета воспользуемся следующим подходом. Приведем характеристический полином системы к форме Вышнеградского. Для этого преобразуем его к новому виду

и введем обозначения , . Тогда заменой переменных характеристический полином приводится к следующей форме

,

где

,  .          (5.24)

Коэффициенты  и  (коэффициенты Вышнеградского) определяют закон распределения корней характеристического уравнения на комплексной плоскости, а параметр  определяет модули корней, не влияя на закон распределения. Следовательно, коэффициенты  и  определяют характер кривой переходного процесса, а  - его длительность.

Для систем автоматического управления тангажом требуется, чтобы относительный заброс тангажа не превышал 0,05, а время регулирования составляло 3...5 с. Исходя из данных условий необходимо выбрать коэффициенты  и  и параметр .

Для выбора коэффициентов  и  используется диаграмма Вышнеградского, на которой выделены области соответствующие определенной форме переходного процесса (рис. 5.12). Апериодическому переходному процессу соответствуют значения коэффициентов и . В соответствии с данными условиями из выражений (5.24) находятся расчетные зависимости для определения параметров САУ

;              .   (5.25)

Время переходного процесса определяется выражением , из которого определяется параметр

.           (5.26)

Таким образом, для расчета передаточных чисел САУ с законом (5.17) необходимо задаться желаемым временем регулирования , найти соответствующее значение параметра  по формуле (5.26) и, подставив найденное значение, в выражения (5.25) найти искомые числа.

5.6.3. Работа САУ в режиме управления углом тангажа

Предположим, что САУ функционирует по закону  . Пусть на вход системы поступил сигнал заданного значения угла тангажа  в виде ступенчатой функции. В соответствии с этим сигналом САУ отклонит стабилизатор на величину . Появившийся продольный момент  вызовет вращение самолета вокруг поперечной оси, изменяя его угол тангажа. Поскольку вектор скорости вначале сохраняет свое положение в пространстве, а продольная ось аппарата поворачивается, то вместе с углом тангажа изменяется и угол атаки . Изменение угла атаки на величину  вызывает возникновение момента статической устойчивости  и приращения подъемной силы . Дополнительная подъемная сила стремится развернуть вектор скорости по направлению к связанной оси. Момент же направлен на уменьшение угла атаки, т.е. стремится повернуть ось навстречу вектору скорости. Однако этому повороту противодействует момент, создаваемый рулем, отклоненным САУ.

Изменение подъемной силы, обусловленное изменением угла атаки, начнет искривлять траекторию движения (т.е. поворачивать вектор скорости). В результате меняется угол наклона траектории , приращение угла атаки  уменьшается.

По мере увеличения тангажа будет уменьшаться рассогласование , а следовательно уменьшается и управляющий сигнал САУ. Кроме того, вращение самолета с угловой скоростью  обусловит появление дополнительного компенсирующего сигнала . В результате чего отклонение органа управления уменьшится, а затем САУ переложит его в противоположную сторону. Это обеспечит монотонный, либо со слабым перерегулированием переходный процесс.

К окончанию переходного процесса стабилизатор и угол атаки вернутся в исходное (балансировочное) положение, а углы тангажа и наклона траектории приходят к новому установившемуся значению.

Установившееся значение угла тангажа определяется следующим образом

Таким образом, САУ с ЖОС СП (закон (5.17)) при отсутствии внешних возмущений отслеживает управляющий сигнал без статической ошибки.

Изменение параметров движения и продольных моментов, действующих на самолет, в процессе перехода с одного угла тангажа на другой показано на рис. 5.13.  По окончании переходного процесса Однако при этом угол наклона траектории приобретает такое же значение, что и угол тангажа. В результате нарушается равновесие сил по касательной траектории, и начнет развиваться большое продольное движение.

5.6.4. Реакция самолета с САУ на возмущающие воздействия

 

Воздействие возмущающего момента (, , ). Под воздействием возмущающего положительного момента  самолет начнет вращаться относительно поперечной оси и изменять угол тангажа. По мере увеличения угла и угловой скорости тангажа стабилизатор начнет отклоняться вниз в соответствии с законом управления. В результате возникнет управляющий момент , который совместно с моментами демпфирования и статической устойчивости, будет препятствовать вращению.

На установившемся режиме из первого  и последнего уравнения системы (5.20) получим ():

.

Откуда

.

Таким образом, при действии возмущающего момента САУ с законом (5.17)  обеспечивает стабилизацию заданного угла тангажа с ошибкой, которая тем больше, чем больше возмущающий момент, меньше эффективность руля высоты, меньше скорость полета, высота и передаточное число .

 Воздействие возмущающей силы (, , ). Допустим, что при сбросе груза сила тяжести самолета уменьшается на величину . Так как при этом угол атаки не изменился, то появившийся избыток подъемной силы начнет искривлять траекторию движения (поворачивать вектор скорости вверх). Это приведет к уменьшению угла атаки и подъемной силы. Установится такое значение угла атаки, при котором обеспечивается равенство подъемной силы новому значению веса самолета. Самолет будет сбалансирован по силам.

Уменьшение угла атаки приведет к изменению момента продольной статической устойчивости, который будет стремиться повернуть продольную ось самолета вслед за вектором скорости. Значение угла тангажа увеличится. Но при возрастании угла тангажа САУ отклонит стабилизатор, препятствуя уходу угла тангажа от заданного значения. Установится такой угол отклонения стабилизатора, при котором создаваемый им момент уравновесит приращение момента продольной статической устойчивости. Самолет будет сбалансирован по моментам. Однако стабилизатор может удерживаться в новом положении только ошибкой стабилизации угла тангажа. Оценим значение этой ошибки.  

Из условия равенства нормальных сил (второе уравнение системы (5.20)) и равенства продольных моментов (первое уравнение системы (5.20)) получим:

,

,

где . Совместно решая эти уравнения, получим установившееся значение угла тангажа (статическую ошибку):

.

Таким образом, при действии возмущающей силы появляется статическая ошибка при стабилизации заданного угла тангажа. Эта ошибка тем больше, чем больше возмущающая сила, коэффициент статической устойчивости и чем меньше его несущие свойства, скорость полета, эффективность стабилизатора и передаточный коэффициент .

Если при сбросе груза изменяется и центровка самолета, то к возмущающей силе необходимо добавить соответствующий возмущающий момент.

Статическую ошибку можно исключить, если применить САУ с СОС или ИОС (законы (5.18) и (5.19)) , а также с ЖОС и сигналом интеграла от ошибки.

Воздействие вертикального потока воздуха (, , ). Пусть ЛА, совершавший горизонтальный полет со скоростью , мгновенно вошел в восходящий поток, имеющий скорость . В начальный момент времени угол атаки получает приращение .

Увеличение угла атаки вызовет увеличение подъемной силы и возникновение продольного момента. Дополнительная подъемная сила начинает разворачивать вектор путевой скорости вверх. А момент продольной устойчивости стремится повернуть продольную ось вниз, навстречу вектору воздушной скорости. И то и другое ведет к уменьшению угла атаки. Однако повороту продольной оси препятствует САУ, отклоняющая руль при изменении угла тангажа.

Поворот вектора воздушной скорости приводит к уменьшению угла атаки, а, следовательно, и к уменьшению продольного момента. Вектор путевой скорости разворачивается вверх до тех пор, пока его вертикальная составляющая не станет равна скорости ветра. Угол атаки и руль вернутся к исходному (балансировочному) положению. Приращение получит угол наклона траектории . Самолет начинает двигаться по наклонной траектории.

По выходе из восходящего потока снова восстановится горизонтальный полет, но уже на другой высоте. Следовательно, стабилизация угла тангажа не обеспечивает стабилизацию высоты полета.

 

  

5.6.5. Управление тангажом через контур перегрузки

Для маневренных самолетов часто в качестве внутреннего контура САУ используется контур нормальной перегрузки, в котором управление стабилизатором осуществляется, например, по закону

.

В режиме стабилизации тангажа заданная нормальная перегрузка формируется следующим образом

.

Определим передаточную функцию  при управлении тангажом через контур перегрузки. Для этого закон управления стабилизатором запишем в виде

.

Выше было получено

.

На основании данной передаточной функции запишем

.

В это выражение подставим закон отклонения руля высоты

.

При этом, как следует из уравнений движения,

.

Раскрыв скобки получим

.

В итоге искомая передаточная функция, описывающая переходный процесс при управлении тангажом через контур перегрузки, имеет вид

Анализ данной передаточной функции показывает:

процесс управления углом тангажа через контур перегрузки практически не отличается от управления через контур тангажа;

в обоих случаях в установившемся режиме при отсутствии внешних возмущений обеспечивается выдерживание заданного угла тангажа (без статической ошибки);

при управлении через контур перегрузки упрощается подбор передаточных коэффициентов закона управления для обеспечения приемлемого качества переходного процесса (для расчета необходимо решить три уравнения с тремя неизвестными).

5.7. Автоматическое управление курсом

Между автоматическим управлением курсом и автоматическим управлением тангажом есть много общего. Как в одном, так и в другом случае движение состоит из двух составляющих: вращения вокруг соответствующей оси аппарата, определяемого внешними моментами, и вращения вектора скорости, определяемого проекцией сил на нормаль к траектории. Различие состоит лишь в том, что при управлении углом тангажа движение происходит в вертикальной плоскости, а при управлении углом курса – в горизонтальной плоскости.

Вращение вокруг нормальной оси  осуществляется под действием моментов рысканья. Управляющим моментом при этом является момент, создаваемый отклонением руля направления.

Вращение вектора скорости в горизонтальной плоскости осуществляется проекцией полной аэродинамической силы на горизонтальную плоскость. Эта проекция может быть получена либо за счет скольжения (боковой аэродинамической силы), либо за счет крена (горизонтальной составляющей подъемной силы), либо за счет крена и скольжения.

В соответствие с этим управление углом курса аппарата можно осуществлять тремя способами:

рулем направления (плоский разворот);

элеронами (разворот с креном);

одновременно элеронами и рулем направления (координированный разворот). При этом руль направления используется для ликвидации скольжения.

 

5.7.1. Управление курсом с помощью руля направления

 

В качестве датчиков при управлении курсом с помощью руля направления используются курсовой гироскоп, измеряющий угол рысканья, и скоростной гироскоп, измеряющий угловую скорость рысканья.

Динамические свойства контура управления при плоском развороте описываются уравнениями изолированного движения рысканья и САУ. Если в САУ реализован закон управления при ЖОС сервопривода, то данные уравнения имеют следующий вид:

;

;                                           (5.27)

.

;

.

Сравнительный анализ уравнений (5.27) и (5.20) показывает, что управление курсом с помощью руля направления качественно полностью соответствует задаче управления углом тангажа. Необходимо только иметь в виду, что в изолированном движении рысканья изменение угла скольжения аналогично изменению угла атаки, изменение угла и угловой скорости рысканья аналогично изменению угла и угловой скорости тангажа, а изменение путевого угла аналогично изменению угла наклона траектории.

Очевидно, что передаточная функция замкнутого контура управления курсом имеет вид аналогичный передаточной функции контура управления тангажом (см. (5.22))

.

Выбор передаточных коэффициентов закона управления также можно осуществлять с использованием методики, изложенной в п.5.6.2. Однако реализовать такое же качество переходных процессов, как при управлении углом тангажа, в случае плоского разворота не удается. Переходные процессы получаются весьма затянутыми, имеют большие колебательность и перерегулирование. Связано это с тем, что путевое демпфирование обычно слабее продольного. Поэтому для получения качественно одинаковых переходных процессов передаточное число по угловой скорости рысканья должно быть существенно больше передаточного числа по угловой скорости тангажа, что сложно реализовать на практике.

Как и в других каналах, САУ с ЖОС присуще появление статических ошибок по курсу при действии возмущающих моментов, например, при несимметричной тяге двигателей.

Управление курсом (как и управление тангажом) осуществляется прежде всего для изменения направления полета, т.е. искривления траектории в нужном направлении. Другими словами нужно не только повернуть продольную ось самолета, но и повернуть (в горизонтальной плоскости) вектор скорости. Этот поворот вектора скорости происходит под действием управляющей силы, направленной по нормали к траектории. В плоском развороте в качестве нормальной управляющей силы выступает боковая аэродинамическая сила . Поскольку боковая аэродинамическая сила существенно меньше подъемной силы (), то при управлении углом курса с помощью руля направления угол курса изменяется существенно медленнее, чем угол тангажа. Поэтому управление курсом с помощью руля направления применяется редко и только на тех этапах, где по условиям боевого применения крен недопустим (полеты на фотографирование, на предельно малых высотах и др.).

5.7.2. Управление курсом с помощью элеронов

Управление курсом с помощью элеронов более эффективно, чем отклонением руля направления. В этом случае управление курсом осуществляется путем накренения летательного аппарата и поворота вектора скорости в горизонтальной плоскости с помощью горизонтальной составляющей подъемной аэродинамической силы. Эта составляющая значительно больше боковой силы, создаваемой рулем направления и скольжением. При данном способе управления сигнал, пропорциональный отклонению от курса, поступает не в канал руля направления, а в канал элеронов.

Закон управления элеронами имеет вид

,      (5.28)

где сигнал заданного крена может формироваться следующим образом

;                   (5.29)

.

При этом сигнал заданного крена, как правило, ограничивается, т.е. .

При управлении курсом инерционностью внутреннего контура (контура крена) можно пренебречь, так как его быстродействие примерно на порядок больше внешнего контура (контура курса). Поэтому будем полагать, что САУ мгновенно отклонением элеронов вводит самолет в заданный крен, т.е. . Тогда уравнения, описывающие разворот с креном,  принимают следующий вид

;

;                                                                 (5.30)

;

.

Для оценки динамических свойств контура управления "САУ – самолет" получим и проанализируем передаточную функцию . Структурная схема контура управления представлена на рис. 5.14.

Структурной схеме соответствует следующая передаточная функция

,       (5.31)

где  - постоянная времени. Анализ передаточной функции (5.31) показывает:

при принятых допущениях динамические свойства контура управления описываются апериодическим звеном, т.е. при управлении перерегулирование отсутствует;

время регулирования определяется скоростью полета и передаточным числом САУ . Учитывая,  что время регулирования в данном случае равно примерно трем постоянным времени , то значение передаточного числа САУ определится следующим образом . Время регулирования устанавливается в пределах 20...30 с;

по окончании переходного процесса , то есть САУ  выводит самолет на заданный курс и в дальнейшем стабилизирует его без статической ошибки.

Работа САУ в режиме управления курсом. Рассмотрим управление курсом с САУ, в которой реализованы законы управления (5.28), (5.29). Подставим выражение для заданного крена (5.29) в (5.28) и представим закон управления в следующем виде:

, где .

При задании летчиком нового курса, например, меньше текущего появится положительное рассогласование . Вследствие этого САУ отклонит элероны на угол . Под действием появившегося управляющего момента самолет начинает увеличивать крен на правое крыло . Одновременно в САУ формирует сигнал , направленный против управляющего сигнала и уменьшающий отклонение элеронов. При определенном угле крена сигнал  уравновесит сигнал , а элероны вернутся в нейтральное положение.

При накренении самолета появится горизонтальная составляющая подъемной силы , которая будет искривлять траекторию, поворачивая вектор скорости самолета к заданному курсу с угловой скоростью, пропорциональной углу крена. При этом образуется угол скольжения, который создает момент путевой устойчивости . У устойчивого в путевом отношении самолета данный момент разворачивает ось самолета вслед за вектором скорости, уменьшая рассогласование по курсу. При уменьшении рассогласования по курсу сигнал  становится по модулю больше сигнала , и САУ отклонит элероны на уменьшение крена (). При уменьшении крена уменьшается угловая скорость разворота , и самолет выходит плавно на заданный курс с нулевым креном и элеронами в нейтральном положении.

Сигнал, пропорциональный угловой скорости крена, способствует демпфированию движения крена.

Управление курсом с законом (5.29) осуществляется за счет возникающего при накренении скольжения. При малой путевой устойчивости углы скольжения могут достигать значительных величин, что при полете на малых скоростях (больших углах атаки) опасно преждевременным возникновением срыва потока. Поэтому одновременно с отклонением элеронов по закону (5.28), руль направления отклонять, например, по закону

.

Реакция самолета с САУ на возмущающие воздействия. Рассмотрим реакцию самолета с САУ на действие возмущающего момента крена и бокового ветра.

При действии постоянного возмущающего момента крена появляется статическая ошибка по курсу. Покажем это. В установившемся режиме, когда самолет сбалансирован по моментам, внешний момент должен быть компенсирован соответствующим отклонением элеронов, т.е. должно выполняться условие

.

При этом элероны отклонены на угол .

Установившееся значение угла крена должно быть нулевым . В противном случае в соответствии с первым уравнением системы (5.30) курс самолета будет постоянно изменяться. Таким образом, из закона управления следует, что элероны могут удерживаться в отклоненном положении только ошибкой сигнала по курсу

.

Значение ошибки определяется величиной возмущающего момента, эффективностью элеронов и параметрами САУ:

.

Наличие ошибки объясняется тем, что самолет будет находиться в накрененном состоянии и отклоняться по курсу до тех пор, пока САУ сигналом  не вызовет такое отклонение элеронов, которое компенсирует возмущающий момент.

При действии бокового ветра самолет при всех законах управления выдерживает заданный курс, но при этом сносится с заданной линии пути.

Динамика бокового движения самолета при действии на него горизонтальной составляющей скорости ветра во многом сходна с динамикой автоматического продольного движения при действии на самолет вертикальной составляющей скорости ветра.

Попадание самолета в зону действия порыва ветра приводит к мгновенному изменению угла скольжения, что способствует возникновению боковой аэродинамической силы и путевого момента. Боковая сила начинает разворачивать вектор путевой скорости на уменьшение угла скольжения. А момент путевой устойчивости стремится повернуть продольную ось навстречу вектору воздушной скорости. Однако повороту продольной оси препятствует САУ, отклоняющая руль при изменении курса.

Поворот вектора воздушной скорости приводит к уменьшению скольжения, а, следовательно, и к уменьшению путевого момента. Вектор путевой скорости разворачивается до тех пор, пока его горизонтальная составляющая не станет равна скорости ветра. Угол скольжения станет равным нулю. Руль вернется к исходному (балансировочному) положению. Приращение получит путевой угол, который станет равным углу ветра .

Тема №6. Системы автоматического управления движением центра масс

летательных аппаратов

 Автоматическое управление движением центра масс ЛА (ЦМ) можно отнести к более высокому иерархическому уровню системы управления, чем управление угловым положением и перегрузкой. Управление ЦМ иначе называют траекторным управлением.

Необходимость автоматизации траекторного движения боевых ЛА определяется следующими основными факторами:

сложностью вывода ударного самолета в такое положение относительно цели, которое обеспечивает эффективное применение оружия;

большой загрузкой летчика по управлению бортовым комплексом;

сильной зависимостью эффективности решения боевых задач от характеристик траекторного управления.

Управление ЦМ ЛА сводится к решению двух задач:

формирования пространственно-временной траектории полета;

стабилизации движения ЛА на этой траектории.

Траектория обычно задается в двух плоскостях: вертикальной (профиль полета) и горизонтальной (маршрут полета). При управлении в вертикальной плоскости основными управляемыми параметрами являются скорость и высота полета, в горизонтальной – боковое отклонение от линии заданного пути и путевой угол.

Основной задачей, решаемой САУ на каждом этапе полета, является слежение за заданными значениями управляемых параметров:

, или

6.1. Автоматическое управление движением центра масс

в горизонтальной плоскости

6.1.1. Системы координат, применяемые в навигационных комплексах

В навигационных комплексах ЛА применяются, в основном,  сферические (географические и ортодромические) и прямоугольные системы координат.

В географической системе координат (рис. 6.1) положение ЛА определяется высотой  над уровнем моря  и угловыми координатами: долготой   и широтой . За основные плоскости в данной системе приняты плоскость географического экватора и плоскость начального меридиана. Полюсы системы совпадают с географическими полюсами земного элепсоида. Географическая система координат в виде меридианов и параллелей наносится на все навигационные карты и является основной для определения координат точек на картах.

Движение ЛА относительно земной поверхности характеризуется земной скоростью, составляющие которой , ,  связаны с географическими координатами следующими соотношениями

;         ;         .      (6.1)

При известных текущих значениях скоростей , ,  и начальных значениях координат , ,  текущие географические координаты определяются путем интегрирования уравнений (6.1).

Ортодромическая система координат (рис. 6.2) является также сферической системой, но с произвольным расположением полюсов. В данной системе за основные оси координат приняты две ортодромии (отсюда и название). Ортодромия, совмещенная с линией заданного пути (ЛЗП) или с осью маршрута, называется главной и принимается за ось . Ось  является как бы условным экватором. Другая ортодромия, перпендикулярная главной, проводится через точку начала отсчета координат и принимается за ось . Данная ось представляет собой условный меридиан. Положение любой точки на поверхности Земного шара указывается двумя координатами  и , которые обычно выражаются в километрах.

Путем выбора положения главной ортодромии можно добиться, чтобы полет проходил с возможно меньшим отклонением от нее, т.е. при малых значениях координаты . Это позволяет в пределах допустимых удалений от главной ортодромии (350...400 км) не учитывать сферичность Земли и упростить решение навигационных задач. Поэтому данная система является основной в навигационных устройствах. Кроме того, ортодромическая система координат наиболее удобна для выдерживания заданного направления полета с помощью гироскопических курсовых приборов.

Текущие угловые ортодромические координаты  и , соответствующие положению ЛА вдоль ортодромического экватора и отклонению от него вдоль ортодромического меридиана соответственно, определяются через географические координаты  и  по формулам

;

,

где  и  - географические координаты точки начала отсчета ортодромических координат.

В полете по известным  и  вычисляются  и . Тогда пройденное от точки начала отсчета расстояние вдоль ортодромического экватора  и линейное отклонение от него определятся следующим образом

;            .    (6.2)

Зависимости (6.2) используются для управления движением ЛА.

В том случае, если маршрут полета представляется ломаной линией с прямолинейными отрезками между очередными пунктами маршрута, могут быть использованы частные ортодромические системы координат для каждого отрезка. Экватор такой системы проходит через начальную и конечную точки отрезка маршрута.  

В произвольном положении ЛА относительно поверхности Земли для выдерживания заданных маршрута и программы движения необходимо наряду с сигналами  и  знать и ортодромический курс . Ортодромический курс определяется с помощью гирополукомпаса, выставляемого по заданному направлению полета. Однако большой уровень ошибок измерений, в особенности при продолжительных полетах, делает необходимым применение других методов определения ортодромического курса. Для этой цели по известным значениям координат начала ортодромической системы ,  и текущим значениям величин  и  вычисляется азимутальная поправка

,

именуемая также углом сходимости меридианов географической и ортодромической систем координат. Знание азимутальной поправки и магнитного курса , позволяет вычислить искомый ортодромический курс . В качестве датчиков магнитного курса в курсовых системах выступают индукционные датчики, применяемые совместно с коррекционными механизмами.

Прямоугольная система координат (рис. 6.1) является плоской системой. Начало данной системы размещают, как правило, в точке текущего положения ЛА, ось направляют на север по направлению текущего меридиана, ось  - вдоль радиуса сферы вверх. Ось  дополняет систему. Небольшие сферические участки Земли практически совпадают с плоскостью, касательной к точке этого участка. Поэтому прямоугольные координаты вполне точно могут определять положение точек на земной поверхности в некоторых пределах.

Прямоугольная система координат применяется при решении ряда боевых задач, а также для автоматизированного захода на посадку.

Исследования показывают, что на протяжении 1000 км вдоль главной ортодромии в полосе 600 км от нее ортодромическая система координат практически совпадает с прямоугольной (ошибка в определении места ЛА не превышает 1%).

Для программирования маршрута полета определяются координаты опорных точек, ориентиров коррекции и радионавигационных станций. Данные координаты определяются в той системе координат, в которой воспринимает информацию программное устройство конкретного навигационного комплекса. В навигационных комплексах с БЦВМ вводятся географические координаты, которые выбираются из специальных каталогов или определяются по картам.   

6.1.2. Методы определения координат местоположения ЛА. Структура типового навигационного комплекса

Для определения местоположения ЛА могут быть использованы следующие методы навигации:

счисления пути;

позиционный;

обзорно – сравнительные.

Метод счисления пути основан на вычислении пройденного расстояния относительно известного начального положения ЛА. Исходной информацией для решения этой задачи служат скорость или ускорение ЛА и его курс.

Определение координат местоположения ЛА в навигационных комплексах осуществляется с использованием выражений (для ортодромической системы координат):

;           

.

В зависимости от используемых датчиков информации различают несколько видов счисления пути: доплеровский, воздушный (аэрометрический), инерциальный и их комбинации.

Принцип действия доплеровских измерителей путевой скорости и угла сноса (ДИСС) основан на измерении частотного сдвига, возникающего в отраженном от земной поверхности сигнале при облучении ее с движущегося ЛА. Геометрическая форма многолучевой диаграммы направленности ДИСС обеспечивает измерение трех составляющих скорости ЛА в системе координат, связанной с антенной. Для пересчета составляющих путевой скорости из антенной системы координат в горизонтальную применяются специальные вычислители, в которых учитываются углы крена и тангажа ЛА. На основе полученных значений составляющих вектора путевой скорости за счет ее однократного интегрирования оцениваются координаты местоположения ЛА.

Достоинствами навигационных систем, построенных на основе ДИСС, являются: независимость их работы от условий видимости, времени года и суток, высоты и скорости полета. Однако доплеровские навигационные системы обладают недостаточной точностью контроля местоположения (ошибка составляет 1…2% от пройденного пути), ограниченной помехозащищенностью и чувствительны к виду подстилающей поверхности.   

Навигационные системы, построенные на базе системы воздушных сигналов (СВС), обладают простотой технического исполнения и высокой надежностью. Однако за счет достаточно больших погрешностей измерения воздушной скорости эти системы обладают низкой точностью определения местоположения ЛА. Ошибка составляет 3…6% пройденного пути.

Основой для построения комплексов навигации в настоящее время стали инерциальные навигационные системы (ИНС). ИНС построены по принципу счисления пути методом двойного интегрирования ускорений, измеряемых в определенной системе координат с помощью акселерометров. К достоинствам ИНС относятся:

автономность;

независимость от погодных условий, времени суток, года;

помехозащищенность;

непрерывность информации.

Однако основным недостатком ИНС является нарастание погрешности определения положения ЛА с течением времени полета. Современные ИНС среднего класса имеют среднеквадратические ошибки определения местоположения порядка 5…10 км за час полета.  

Позиционный метод базируется на определении местоположения ЛА относительно заранее привязанных к карте наземных радиопередающих станций.

Основным преимуществом позиционного метода по сравнению с методом счисления пути является независимость точности определения координат ЛА от пройденного расстояния до момента измерения, т.е. ошибки не накапливаются во времени. Среди позиционных систем навигации наибольшее распространение получили радиосистемы ближней (РСБН) и дальней (РСДН) навигации, а также посадочные системы. Среднеквадратическое значение ошибки определения координат ЛА с помощью системы РСБН-6С составляет 0,25 км, а системы РСДН-3С – 1,5…2 км.

Недостатками радионавигационных систем являются возможность определения координат ЛА только в определенных зонах действия внешних станций (неавтономность), а также низкая помехозащищенность.

Перспективным направлением развития РСДН являются спутниковые радиотехнические системы (СРНС). СРНС носят глобальный характер и имеют существенно более высокую точность (максимальная ошибка определения координат может составлять 50…150 м).  

Обзорно-сравнительные методы основаны на сличении измеряемых полей Земли (магнитных, гравитационных, топографических) с их эталонами, заранее занесенными в память специальных бортовых устройств. Системы навигации, основанные на измерениях поверхностных полей рельефа с последующим сопоставлением их с эталонами, получили название корреляционно – экстремальных навигационных систем (КЭНС). Недостатками подобных систем является сложность создания необходимого информационного обеспечения, а также неработоспособность в тех районах Земли, где отсутствуют аномальности используемого геофизического поля. Среднеквадратичная ошибка определения местоположения ЛА с помощью КЭНС TERCOM составляет около 100м. В перспективе данное значение может быть снижено до 10 м.

 Анализ возможностей конкретных методов и средств навигации позволяет сделать вывод о том, что ни одна отдельно взятая система не может обеспечить пилотирование и навигацию современных ЛА. Поэтому основным путем совершенствования навигационного оборудования самолетов является создание комплексных навигационных систем (КНС).

Сущность комплексирования заключается в использовании информационной и структурной избыточности для повышения точности, надежности и помехозащищенности измерений навигационных параметров. Информационная избыточность обеспечивается получением однородной информации от нескольких датчиков различной физической природы с последующей совместной обработкой этой информации в специализированном вычислителе. Избыточность структуры комплекса обеспечивает его работоспособность при отказе одного из навигационных датчиков. При этом возможно некоторое ухудшение точности измерений.

Одной из основных задач при создании КНС является рациональный выбор состава навигационных систем и оптимальное объединение их в единый комплекс. Структура типового навигационного комплекса современного ЛА представлена на рис. 6.3. Основным методом определения координат ЛА в таком комплексе является автономное счисление пути, основу которого составляет ИНС. Данный комплекс обладает функциональной избыточностью методов счисления пути. Это обеспечивается наличием ДИСС, СВС, системы курса и вертикали СКВ.

Коррекция координат, полученных в результате счисления, осуществляется по данным различных систем коррекции, использующих для определения места ЛА позиционный метод. При коррекции счисленных координат выполняются две операции:

определение координат ЛА с помощью средства, выбранного в качестве корректора (РСБН, РЛС, оптических визиров и др.);

замена счисленных координат на новые полученные значения.    

Включение в КНС нескольких средств коррекции позволяет обеспечить необходимую точность навигации в любых условиях обстановки.

6.1.3. Методы управления движением центра масс ЛА на маршруте

Автоматизированный вывод ЛА в заданную точку (цель, ППМ и др.) с помощью КНС может выполняться путевым, курсовым и маршрутным методами, а также их комбинацией. Выбор метода управления определяется видом траектории движения ЛА, которая назначается с учетом цели и решаемой тактической задачи.

Путевой метод предусматривает ориентацию вектора путевой скорости в направлении заданной цели или ППМ из произвольного исходного положения. При этом методе ЛА выводится в заданную точку по линии кратчайшего пути.

Управляющий сигнал для САУ формируется следующим образом (рис. 6.4):

,

где пеленг заданной навигационной точки вычисляется по известным (счисленным) координатам местоположения ЛА ,  и известным (внесенным в память БЦВМ) координатам точки ,  

.

Сигнал заданного курса отрабатывается каналом крена САУ.

Курсовой метод можно рассматривать как частный случай путевого, когда не учитывается угол сноса. При курсовом методе продольная ось самолета направляется на навигационную точку, т.е.

.

Отличительной особенностью данного метода является траектория движения ЦМ ЛА, получившая название радиодромии. Радиодромия отличается тем, что из-за действия ветра ЛА отклоняется от линии первоначального курса, соединяющей навигационные точки. Поэтому ЛА необходимо постоянно доворачивать на цель. В окрестностях заданной точки угол доворота претерпевает резкие изменения. В связи с этим на некотором удалении от заданной точки сигнал заданного курса фиксируют.

Недостатком путевого и курсового методов управления является невозвращение ЛА на первоначальную линию пути после случайных или преднамеренных отклонений. Выход в заданную точку продолжается с нового направления. Таким образом, линия фактического пути может занимать случайное положение. Выход на цель с заданного направления не обеспечивается.

Сущность маршрутного метода состоит в том, что по координатам  и  отрезка маршрута определяется линия заданного пути (ЛЗП), ЛА переводится на эту линию и продолжает полет по ней.

Управление ЛА производится по одному параметру – боковому отклонению , которое наиболее просто получается при счислении пути в частно-ортодромической системе координат. В случае применения общей системы координат боковое отклонение от ЛЗП можно рассчитать по формуле (рис. 6.5)

,

где ; ; , - счисленные координаты ЦМ ЛА.

САУ для стабилизации ЛА на ЛЗП использует сигналы  и  или .

Маршрутный метод управления обеспечивает полет по ЛЗП и выход на цель с заданного направления.

Таким образом, управление движением ЦМ в маршрутном полете предполагает решение трех взаимосвязанных задач:

получение информации о текущем положении ЛА (счисление координат и их коррекция);

формирование управляющего сигнала боковым движением ЛА в виде  и ;

отработку управляющих сигналов.

Первые две задачи решает КНС. Отработку управляющих сигналов осуществляет САУ (рис. 6.6)

 

6.1.4. Состав и законы управления САУ

Автоматическое управление траекторией в горизонтальной плоскости осуществляет канал крена САУ отклонением элеронов. В канале рысканья САУ обеспечивает заданную путевую устойчивость и демпфирование колебаний рысканья.

Для вывода самолета и последующего удержания на заданной траектории траекторный контур САУ формирует сигнал заданного крена по одному из следующих законов

;      (6.3)

;   (6.4)

;   (6.5)

.  (6.6)

В состав САУ входят:

пилотажная часть, включающая датчики угла крена и угловой скорости крена, вычислитель, сервопривод;

вычислитель траекторного контура, формирующий сигналы заданного крена, например, по законам (6.3)…(6.6);

самостоятельные информационные системы, формирующие сигналы  и .

6.1.5. Динамические свойства системы "САУ – самолет"

при управлении траекторией в горизонтальной плоскости

Динамические свойства системы рассмотрим для САУ с ЖОС, осуществляющей управление по законам (6.3) и (6.4). При этом считаем, что в каждый момент времени САУ обеспечивает равенство . Такое упрощение связано с тем, что время регулирования при управлении креном приблизительно на порядок меньше времени регулирования при управлении траекторией. Тогда уравнения управляемой системы имеют вид:

;

;

;

 или .

Входным сигналом контура управления является рассогласование , а выходным - изменение текущей координаты . Структурные схемы контура управления, соответствующие законам управления (6.3) и (6.4), представлены на рис.6.7 и 6.8.

Структурным схемам соответствуют следующие передаточные функции

 (6.7)

.  (6.8)

Передаточная функция (6.7) описывает динамические свойства системы «САУ – ЛА» при реализации в САУ закона (6.3), а передаточная функция (6.8) – закона (6.4).

Анализ передаточных функций позволяет сделать следующие выводы:

при принятых допущениях знаменатель передаточной функции имеет второй порядок, т.е. динамические свойства контура описываются звеном второго порядка;

динамические свойства контура определяются прежде всего параметрами САУ и не зависят от свойств ЛА. Выбором коэффициентов закона управления можно обеспечить необходимое качество переходного процесса. При этом демпфирование колебаний траектории обеспечивается правильным выбором передаточных чисел  и , а устойчивость движения - выбором ;

демпфирование колебаний при использовании закона (6.3) зависит от скорости полета. Для обеспечения высокого качества переходного процесса при изменении скорости необходимо изменять и передаточный коэффициент.

 

6.1.6. Работа САУ в режиме управления траекторией

в горизонтальной плоскости

Рассмотрим динамику вывода ЛА на линию заданного пути. Пусть в САУ реализована ЖОС, а заданный крен формируется по закону (6.4). ЛА выполняет полет с заданным курсом, т.е. , и нулевым креном.

В начальный момент времени в САУ поступил сигнал для перевода ЛА на другую линию пути, находящуюся левее прежней.

При подаче управляющего сигнала , появится сигнал пропорциональный рассогласованию. САУ отклонит элероны, и самолет начнет крениться на левое крыло. Пилотажный контур отработает сигнал заданного крена . При этом элероны вернутся в нейтральное положение.

При накренении появится горизонтальная составляющая подъемной силы, которая вызовет скольжение на опущенное крыло. Горизонтальная составляющая подъемной силы будет искривлять траекторию ЛА, т.е. поворачивать вектор скорости влево. Кроме того, у устойчивого в путевом отношении ЛА появится момент рысканья, который будет разворачивать продольную ось ЛА вслед за вектором скорости. При развороте по курсу в законе (6.4) появится составляющая , которая направлена на уменьшение заданного крена.

Уменьшение  и увеличение  приведет к уменьшению заданного значения угла крена. В некоторой точке эти сигналы сравняются, заданный крен будет равным нулю, а отклонение по курсу максимально. В дальнейшем САУ переводит самолет в правый крен. Траектория искривляется в другом направлении, самолет разворачивается вправо, возвращаясь к заданному курсу. В результате обеспечивается плавный выход самолета на заданную траекторию с заданным курсом и нулевым креном.

Самолет выводится на новое заданное значение линии пути без статической ошибки. Это видно из выражений передаточных функций:

, т.е. .

6.1.7. Влияние внешних возмущений на управление самолетом

в горизонтальной плоскости

Воздействие бокового ветра. При включении САУ, формирующей заданный крен по закону (6.3), при всех видах обратной связи сервопривода неизбежно появление статических ошибок при действии бокового ветра. Это объясняется тем, что сигнал угла рысканья, обусловленный разворотом продольной оси ЛА в сторону ветра для устранения скольжения, может быть уравновешен только сигналом бокового смещения. Действительно,

.

Откуда

,

т.е. чем больше боковой ветер и меньше скорость полета, тем больше ошибка. Динамика процесса такова. Боковым ветром самолет сносится с линии заданного пути. По мере увеличения ошибки  САУ накреняет ЛА. Так как при крене ЛА разворачивается по курсу, сигнал пропорциональный курсу уменьшает крен. Когда боковая составляющая скорости уравновесит скорость ветра, возрастание ошибки  прекратится.

Если САУ формирует заданный крен по законам (6.4) - (6.6), то при воздействии бокового ветра обеспечивается полет самолета по линии заданного пути без статической ошибки. В самом деле:

,

а так как в установившемся режиме , то и . Это обеспечивается разворотом самолета по курсу носом против ветра на угол .

 Воздействие постоянного возмущающего момента. При действии постоянного возмущающего момента крена (например, при несимметричном сбросе груза) в установившемся процессе . Поэтому при ЖОС сервопривода и формировании заданного крена по законам (6.3) - (6.5) появляется статическая ошибка.

Поведение ЛА с САУ описывается следующими уравнениями

;

;

.

Решая совместно данные уравнения, получим выражение для статической ошибки

,

т.е. самолет будет лететь с отклоненными элеронами, выдерживая заданный курс, с нулевым креном, но имея боковое отклонение от линии заданного пути .

Чтобы и при действии возмущающего момента крена самолет удерживался на линии заданного пути необходимо:

при ЖОС сервопривода использовать закон управления (6.6);

при законах формирования крена (6.3) - (6.5) применять СОС или ИОС сервопривода.

Лекция №17

6.2. Управление скоростью полета

Управление скоростью полета осуществляется в основном двумя органами управления:

изменением тяги двигателей;

рулем высоты.

Управление скоростью полета изменением тяги двигателей. Управление скоростью полета изменением тяги двигателей применяется в основном при прямолинейном движении, и в частности, при движении самолета по глиссаде.

Автомат, осуществляющий стабилизацию скорости путем изменения тяги двигателей, обычно называют автоматом тяги (АТ). Изменение тяги автомат осуществляет через отклонение рычага управления двигателем (РУД) .

Автомат тяги необходим для стабилизации скорости полет с одновременной стабилизацией траектории ЦМ ЛА. Примером такого режима может служить режим захода на посадку. В случае регулирования тяги осуществляется непосредственное воздействие на продольные силы, действующие на самолет. Закон управления АТ с ЖОС можно записать в виде

.

При исследовании динамики движения самолета по скорости с АТ необходимо к уравнениям движения самолета добавить уравнения, описывающие законы управления АТ и САУ. Будем полагать, что канал тангажа САУ отклонением стабилизатора сохраняет траекторию прямолинейной. Тогда система уравнений, описывающая движение самолета по скорости с АТ сводится, таким образом, к следующей:

;

;                 (6.  )

.

Первое уравнение является уравнением проекции сил на продольную ось, второе характеризует изменение тяги при отклонении РУД. Двигатель при этом описывается инерционным звеном. Третье уравнение определяет отклонение РУД АТ. Инерционностью этого процесса можно пренебречь. Для анализа динамических свойств системы "самолет – АТ" при управлении скоростью полета необходимо получить передаточную функцию .

Структурная схема, соответствующая уравнениям (6.   ), представлена на рис. 6.    .

Передаточная схема контура управления имеет вид

 (6.    )

Анализ передаточной функции (6.  ) позволяет сделать следующие выводы:

динамические свойства контура управления "самолет – АТ" описываются звеном второго порядка;

динамические свойства рассматриваемого контура управления определяются собственными свойствами самолета, динамическими характеристиками двигателей (коэффициентом усиления и постоянной времени) и параметрами АТ;

увеличение коэффициента  способствует повышению собственной частоты контура управления, а  - коэффициента демпфирования. Изменением параметров АТ (коэффициентов  и ) можно влиять на качество переходного процесса;

существует статическая ошибка в отработке заданного значения скорости:

.

Наличие в законе управления АТ сигнала интеграла от скорости обеспечит астатическую стабилизацию скорости.

Управление скоростью с помощью руля высоты. Регулирование скорости полета отклонением руля высоты применяется в том случае, если не накладываются жесткие требования к движению самолета по заданной траектории.

Руль высоты при управлении скоростью отклоняется по закону

.        (6.    )

При изменении скорости полета руль высоты отклонится на увеличение угла атаки. Изменение угла атаки вызовет изменение подъемной силы и силы лобового сопротивления. В результате траектория полета начнет искривляться, и скорость полета начнет изменяться.

Если считать, что ЛА при отклонении руля высоты мгновенно выходит на заданный угол атаки, то передаточная функция замкнутого контура будет равна

,   (6.    )

где коэффициенты знаменателя являются функциями аэродинамической компоновки самолета, и передаточных коэффициентов закона управления. Изменением передаточных коэффициентов  и  можно регулировать значения коэффициентов , ,  и  и обеспечить устойчивость замкнутого контура управления. Однако при законе (6.    ) не всегда представляется возможным получить желаемый переходный процесс.

Из анализа передаточной функции (6.   ) можно сделать также вывод о том, что и при  управлении скоростью с помощью руля высоты появляется статическая ошибка, для устранения которой в закон управления (6.   ) необходимо ввести дополнительный интегральный член.

Стабилизацию скорости полета в принципе можно обеспечить воздействием на лобовое сопротивление с помощью тормозных щитков. Однако такой способ стабилизации скорости не выгоден, так как в исходном режиме полета для обеспечения регулирования скорости в одну и другую стороны тормозные щитки должны быть отклонены на некоторую величину, вследствие чего увеличится лобовое сопротивление самолета.

6.3. Автоматическое управление высотой полета

6.3.1. Законы управления и принцип работы САУ при управлении высотой полета

Автоматическое управление высотой полета в общем случае требует связанного управления аппаратом, т.е. одновременного воздействия на руль высоты и тягу двигателей. Однако, если допустить, что скорость полета выдерживается постоянной (например, с помощью АТ), то можно в первом приближении рассматривать автономную систему управления высотой полета с помощью руля высоты.

При автоматическом управлении высотой полета главным сигналом в законе управления САУ будет сигнал отклонения от заданной высоты. Однако состав сигналов и структура законов управления могут быть различными в зависимости от типа самолета и возможностей бортового оборудования.

Непосредственное отклонение руля высоты осуществляется пилотажным контуром САУ. При этом заданный сигнал для этого контура формируется траекторным контуром. Если в качестве управляемого параметра пилотажный контур использует угол тангажа, то законы формирования заданного тангажа могут иметь следующий вид:

;      (6.   )

;   (6.   )

.   (6.    )

Если в закон управления пилотажного контура САУ с ЖОС  подставить значение заданного тангажа в соответствии, например, с выражением (6.  ), то отклонение руля высоты можно представить соотношением

.      (6.     )

В полученном законе управления основным управляющим сигналом в контуре стабилизации высоты является сигнал, пропорциональный ошибке выдерживания высоты. Сигнал, пропорциональный углу тангажа, обеспечивает демпфирование колебаний большого продольного движения, а пропорциональный угловой скорости тангажа – демпфирование колебаний малого продольного движения. Сигналы, пропорциональные производной высоты полета и углу наклона траектории, способствуют повышению демпфирования большого продольного движения.

Для маневренных самолетов в качестве управляющего параметра во внутреннем контуре используют перегрузку (а не тангаж). В этом случае внешний контур САУ формирует сигнал заданной избыточной перегрузки аналогично (6.    )…(6.     ).

Рассмотрим динамику выхода самолета на заданную высоту при работе САУ по закону (6.    ).

Предположим, что высота полета самолета меньше заданной. Тогда руль высоты отклонится на кабрирование пропорционально рассогласованию. Возникнет продольный момент, который вызовет вращение самолета на увеличение угла атаки и угла тангажа. При увеличении угла атаки увеличится подъемная сила. В результате чего самолет переходит в набор высоты с увеличением угла наклона траектории. По мере приближения к заданной высоте сигнал рассогласования уменьшается, а сигнал тангажа увеличивается. В некоторый момент времени они сравняются. Руль высоты в этой точке вернется в нейтральное положение. При дальнейшем движении сигнал, пропорциональный углу тангажа, становится больше сигнала, пропорционального рассогласованию по высоте. Руль высоты отклоняется на пикирование. Угол атаки начнет уменьшаться, появится отрицательный прирост подъемной силы, а траектория начнет искривляться вниз.

Таким образом, при отсутствии сигнала, пропорционального углу тангажа, процесс возвращения самолета к заданной траектории будет колебательным.

В САУ могут быть реализованы режимы стабилизации как барометрической так и истинной (геометрической) высоты. В качестве измерителей отклонения барометрической высоты полета от заданной используются так называемые корректоры высоты КВ - 11, КВ – 16 или корректор-задатчик высоты КЗВ. Измерение истинной высоты осуществляется с помощью радиовысотомеров.

6.3.2. Динамические свойства системы "САУ – самолет" в режиме стабилизации высоты полета

Динамические свойства системы "САУ – самолет" во многом зависят от закона управления, реализованного в САУ. Для определенности полагаем, что пилотажный контур управляет углом тангажа, а траекторный - формирует заданный сигнал в соответствии с законом (6.   ). Будем считать, что пилотажный контур мгновенно отрабатывает заданный угол тангажа, т.е. всегда выполняется равенство . Возможность принятия данного допущения связано с тем, что время регулирования при управлении тангажом, как правило, на порядок меньше, чем при управлении высотой полета.

Для анализа динамических свойств и расчета передаточных коэффициентов необходимо определить передаточную функцию . Для вывода воспользуемся следующими соотношениями:

;

;                                                                   (6.    )

;

.

Структурная схема, соответствующая уравнениям (6.   ), представлена на рис. 6.   .

Структурной схеме соответствует следующая передаточная функция

.        (6.    )

Анализ передаточной функции (6.    ) позволяет сделать следующие выводы:

динамические свойства контура стабилизации высоты полета при принятых допущениях описываются звеном второго порядка;

коэффициент демпфирования контура стабилизации определяется как собственными свойствами самолета, так и передаточным числом ;

собственная частота контура определяется скоростью полета, производной подъемной силы по углу атаки и коэффициентом ;

при отсутствии внешних возмущений текущая высота равна заданной, т.е. статическая ошибка отсутствует.

Для расчета передаточных коэффициентов  и  можно воспользоваться методом стандартных коэффициентов.

6.3.3. Влияние внешних возмущений на контур управления высотой

Отклонение высоты полета от ее заданного значения может быть вызвано ошибками высотомера или КЗВ, действием возмущающего момента, сбросом груза или вертикальными порывами ветра.

Рассмотрим работу САУ, управляющей по закону (6.  ), при попадании самолета в установившийся восходящий поток. После прекращения малых движений, вызванных увеличением угла атаки, самолет приобретает скорость ветра и начинает отклоняться от заданной высоты. Из высотомера поступит сигнал, пропорциональный отклонению высоты от заданного значения. Это приводит к отклонению руля высоты, появлению пикирующего момента, отрицательному приросту угла атаки и угла тангажа. Но при изменении угла тангажа поступает сигнал пропорциональный углу тангажа, противоположный по знаку сигналу, пропорциональному рассогласованию. Вследствие этого отклонение руля высоты уменьшается. Когда сигналы взаимно компенсируются, руль высоты возвратится в исходное положение. Таким образом, имеем

,

откуда

.

Но полет на постоянной высоте возможен только тогда, когда продольная ось самолета будет наклонена вниз на угол . Следовательно, величина статической ошибки в выдерживании высоты полета определится выражением

.

Заметим, что статическая ошибка выдерживания высоты полета в неспокойной атмосфере при наличии сигнала тангажа в законе управления будет иметь место при использовании любого вида обратной связи, а не только жесткой. Это объясняется тем, что сигнал изменения высоты всегда компенсируется сигналом изменения высоты, а установившееся положение руля высоты не зависит от величины установившегося ветра.

При действии возмущающего момента САУ с ЖОС не выдерживает заданный угол тангажа. Поэтому при любом из законов управления (6.   ) … (6.  ) самолет будет отклоняться от заданной высоты. При скоростной и изодромной обратных связях самолет сохранит заданную высоту и при действии постоянного возмущающего момента. Кроме того, астатизм к возмущающему моменту может быть обеспечен включением в закон управления интеграла от ошибки выдерживания высоты полета.

6.4. Автоматическое управление самолетом на этапе посадки

6.4.1. Средства обеспечения посадки самолета

В настоящее время наибольшее распространение получили радиотехнические системы задания траектории захода на посадку типа СП-50 (ILS), ПРМГ-4 и др. В этих системах траекторией захода на посадку является линия пересечения плоскостей курса и глиссады снижения, создаваемых курсовым (КРМ) и глиссадным (ГРМ) радиомаяками соответственно. Данная линия представляет собой равносигнальную зону. Отклонения ЛА от равносигнальной зоны определяются бортовыми курсовым (КРП), и глиссадным (ГРП)  радиоприемниками.

Таким образом, к комплексу специального оборудования обеспечения посадки относятся:

наземные курсо-глиссадные радиомаяки КРМ и ГРМ;

наземные маркерные маяки, совмещенные по месту расположения с дальней (ДПРС) и ближней (БПРС) приводными радиостанциями. Маркерные маяки используются для сигнализации момента их пролета;

бортовые курсовой и глиссадный радиоприемники КРП, ГРП;

бортовые информационные системы: радиовысотомер малых высот, курсовая система, авиагоризонт, САУ и система директорного управления.

КРМ и ГРМ выдают сигналы, пропорциональные угловым отклонениям самолета от равносигнальных зон в полярных системах координат с полюсами, совмещенными с местоположением соответствующих радиомаяков. САУ на основании полученной информации и реализованных в ней законах управления осуществляет стабилизацию самолета относительно равносигнальных зон КРМ и ГРМ.

Схема размещения наземных средств системы СП-50 приведена на рис. 6.7.

Функциональная схема бортового оборудования системы инструментальной посадки представлена на рис. 6.   . Важнейшую роль в управлении играет вычислитель траекторного управления (ВТУ), формирующий сигналы заданных значений углов крена и тангажа (перегрузки) в зависимости от углового отклонения самолета от равносигнальных зон  и .

6.4.2. Управление самолетом на этапе посадки

Процесс посадки можно разделить на следующие основные этапы:

возврат самолета в район аэродрома;

предпосадочное маневрирование в районе аэродрома;

заход на посадку (предпосадочный маневр в зоне действия КРМ и ГРМ);

собственно посадка (этапы выравнивания и приземления).

Возврат самолета, предпосадочное маневрирование и заход на посадку могут выполняться в автоматическом, полуавтоматическом (директорном) или ручном режимах. Собственно посадка осуществляется, как правило, в ручном режиме.

Управление самолетом на этапах возврата в район аэродрома

и предпосадочного маневрирования (режим "Возврат")

Задачей управления самолетом в режиме "Возврат" является вывод его в точку воздушного пространства относительно аэродрома с таким расчетом, чтобы он находился на продолжении оси ВПП на установленных высоте и дальности. Включение режима может быть как автоматическим (после пролета последнего ППМ), так и ручным (нажатием кнопки – лампы ВОЗВРАТ).

В режиме "Возврат" САУ обеспечивает выдерживание направления и траектории снижения, задаваемого аппаратурой РСБН. Маневр самолета осуществляется в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Используется прямоугольная система координат, связанная с аэродромом посадки.

Управление в горизонтальной плоскости. Процесс выхода на аэродром посадки включает в общем случае три этапа.

На первом этапе осуществляется выход ЛА в район аэродрома на рубеж, определяемый дальностью 200...250 км до радиомаяка РСБН. КНС и САУ функционируют также, как и в маршрутном полете, только в качестве ППМ служит РСБН запрограммированного аэродрома. Управление самолетом осуществляется, как правило, курсовым методом. Заданный курс формируется в зависимости от дальности до аэродрома посадки и направления захода на посадку.    

Второй этап начинается при достижении рубежа аэродромной зоны. Включение происходит автоматически при наличии исправности бортового и наземного оборудования системы РСБН.

В отличии от первого этапа на данном этапе происходит вычисление заданного истинного курса для выхода в заданную точку. В качестве заданных точек служат условные точки Ц2 и Ц3 (точки третьего разворота) и точка Ц1 (точка четвертого разворота), расположенные определенным образом относительно аэродрома (рис.6.   ). Особенностью функционирования ПНК на данном и последующих этапах посадки является использование прямоугольной системы координат , связанной с аэродромом посадки и с началом в центре ВПП.

Точка Ц1 является заданной точкой в том случае, если самолет на рубеже аэродромной зоны находился в I или II квадрантах (курс самолета отличался от посадочного менее чем на 900). По измеренным азимуту  и наклонной дальности  до наземного маяка рассчитываются координаты текущего местоположения самолета (, ). Текущие координаты используются для определения истинного заданного курса полета самолета  и дальности до нее   в соответствие с выражениями

; ,       (6.7)

где  - запрограммированный истинный курс аэродрома посадки, (, ) – координаты цели.

Если вывод осуществлялся в точку третьего разворота (самолет на рубеже зоны находился в III или IV квадрантах), то на дальности до нее, равной радиусу разворота (4 км), происходит перенацеливание в точку четвертого разворота.

Управление самолетом на данном этапе также осуществляется курсовым методом.

Третий этап начинается при пересечении 5,5 – км коридора относительно оси ВПП. С этого момента заданный курс формируется с помощью условной подвижной точки, которая движется вдоль оси ВПП на расстоянии 2,5 км от проекции самолета на ось ВПП. При таком управлении осуществляется плавный выход на ось ВПП.

При входе самолета в зону 1,5 км по боковому отклонению от оси ВПП РСБН автоматически переключится на прием сигналов КРМ и ГРМ, выдав при этом разовую команду для перевода САУ в режим "Посадка".

Таким образом, при построении траектории маневра в горизонтальной плоскости характерным является курсовой метод вывода в заданную точку. Параметры заданных точек и управляющие сигналы формируются по определенным алгоритмам, заложенным в вычислителях навигационного комплекса.

Управление в вертикальной плоскости. По расстоянию от самолета до соответствующей заданной точки формируется программная траектория в вертикальной плоскости (рис. 6.  ). Траектория представляет собой ломаную линию, состоящую из трех прямолинейных участков полета:

на крейсерской высоте 10,5 км;

участка снижения с углом наклона 60, называемого пробиванием облачности. На данном участке заданная высота формируется в зависимости от дальности до зоны предпосадочного маневра по формуле , где  - дальность до соответствующей точки, определяемой по выражению (6.7); =16 км для точки Ц1 и 8 км – для точек Ц2 и Ц3;

на высоте предпосадочного маневра = 630 м.      

Продольный канал САУ обеспечивает выдерживание самолетом заданного профиля полета отклонением стабилизатора. В том случае, если режим "Возврат" включен на большой высоте и малом удалении от аэродрома, точки Ц1, Ц2, Ц3 смещаются по оси ВПП от аэродрома на такое расстояние, при котором снижение будет происходить с расчетным углом наклона траектории.

Таким образом, в режиме "Возврат" обеспечивается вывод самолета по кратчайшей траектории в зону действия посадочных маяков РСБН со снижением до высоты предпосадочного маневра. Конечной целью предпосадочного маневра является вывод ЛА в такую область воздушного пространства, где происходит уверенный "захват" бортовыми средствами сигналов КРМ и ГРМ.

 

Управление самолетом на этапе захода на посадку

Заход на посадку – это предпосадочный маневр самолета в зоне действия КРМ и ГРМ. Задача данного этапа заключается в том, чтобы обеспечить точный вывод самолета на некоторый рубеж перед ВПП, с которого ограниченная видимость не мешала бы летчику закончить посадку в ручном режиме, ориентируясь визуально.

Через 3...5 с после входа самолета в 1,5 – км коридор относительно оси ВПП и устойчивой работе КРМ и ГРМ ПНК переходит на взаимодействие с посадочной радиомаячной группой ПРМГ (включающей КРМ, ГРМ и посадочный ретранслятор дальномера) и отключается от взаимодействия с наземным маяком РСБН. САУ переходит из режима отработки  в режим стабилизации самолета на ЛЗП – на оси ВПП – по сигналам отклонения от равносигнальной зоны КРМ . С этой целью вычислитель траекторного контура канала крена САУ формирует  по закону

.       (6.8)

Сигнал  является основным управляющим сигналом, который аналогичен сигналу бокового отклонения , т.к. при малых углах  линейное боковое отклонение самолета от оси ВПП определяется следующим образом , где  - текущее расстояние от самолета до КРМ.

Сигнал  по аналогии с сигналом обеспечивает демпфирование колебаний большого бокового движения.

Инерционные фильтры обеспечивают фильтрацию высокочастотных помех в сигнале  и его производной .

Продольный канал САУ при пересечении равносигнальной зоны ГРМ формирует управляющий сигнал заданной избыточной перегрузки или заданного угла тангажа, например, по законам

;            .            (6.9)

В выражениях (6.9) основной управляющий сигнал  эквивалентен сигналу , а сигнал  аналогично  обеспечивает демпфирование колебаний большого продольного движений.

Важной особенностью контуров траекторного управления с законами (6.8) и (6.9) является переменность их динамических характеристик в зависимости от дальности до радиомаяков  и .

При постоянных значениях коэффициентов законов управления на больших удалениях от ВПП при малых отклонениях  и угловые отклонения и  также малы, соответственно малы и управляющие сигналы. Переходные процессы вялые. По мере приближения к ВПП дальность до соответствующих маяков уменьшается, а сигналы  и  при тех же ошибках   и возрастают. В результате возможно увеличение колебательности процессов управления  и даже потеря устойчивости контура. Поэтому автоматическое или директорное управление приходится отключать.

Таким образом, обеспечение автоматической посадки требует регулирования передаточных коэффициентов законов управления в зависимости от дальности до ВПП.  

В некоторых бортовых комплексах применяется программный метод изменения коэффициентов законов управления. Так в АБСУ-154-2 уменьшение коэффициентов и постоянных времени канала крена производится дискретно по командам "Захват глиссады" и "Н-250 м", а канала тангажа по командам высотомера "Н-250 м" и "Н-100 м". На высоте 30 м автоматический режим выключается и дальнейший заход на посадку осуществляется в ручную.

Тема №7. Системы полуавтоматического управления

7.1. Принципы построения и области применения систем

полуавтоматического управления

В зависимости от степени автоматизации можно выделить следующие основные режимы управления:

ручное управление с использованием средств автоматизации для обеспечения приемлемых характеристик устойчивости и управляемости;

автоматическое управление, при котором летчик, исключенный из замкнутого контура как его элемент, осуществляет функции более высокого иерархического уровня: задание программы полета и режима управления, контроль состояния ЛА и внешней обстановки, принятие оперативных решений, а также отключения режима автоматического управления.

Между этими крайними по степени автоматизации режимами лежит режим полуавтоматического управления. Данный режим применяется в целях разгрузки летчика от обработки логической информации и упрощения управления ЛА по траектории на различных ответственных этапах полета. Режим реализуется с помощью систем командной (директорной) индикации.

Идея использования полуавтоматических систем заключается в том, что обобщение необходимой информации и вычислительные операции выполняет бортовое вычислительное устройство, обычно входящее в состав САУ. Вычислитель выдает управляющие сигналы на стрелки директорного (командного) прибора, которые показывают летчику направление и меру воздействия на КРУ с целью вывода ЛА на заданную траекторию. Законы отклонения стрелок формируются примерно в таком же виде, в каком они используются при автоматическом управлении

; .          (7.1)

Апериодические звенья в законах (7.1) обеспечивают плавность отклонения стрелок.

Таким образом, система полуавтоматического (директорного) управления автоматизирует:

сбор потребной информации от датчиков;

вычислительные операции;

выдачу команд в удобном для летчика виде.

Отметим важные особенности директорного управления:

в контуре директорного управления летчик выполняет роль исполнительного устройства, отслеживающего командный сигнал;

система директорного управления обеспечивает высокую точность пилотирования, практически не зависящую от квалификации летчика, но на участках полета малой длительности;

из-за большой концентрации внимания на директорном приборе ослабляется контроль за приборным оборудованием и окружающей обстановкой, что увеличивает время обнаружения отказа и уменьшает вероятность своевременного определения нарушения режима полета.

Директорное управление целесообразно использовать на тех этапах полета, на которых требуется высокая точность управления и разгрузка летчика от логической обработки информации нескольких приборов, а также тогда когда необходимы большие скорости и диапазоны отклонения рулей, а отказ не резервированной САУ опасен. Кроме того директорное управление может быть использовано как резерв автоматического управления при отказах исполнительных устройств САУ и для управления ЛА перед включением САУ для того, чтобы избежать резкого изменения углового положения.

7.2. Директорное управление по командным индикаторам

Для пилотирования ЛА в директорном режиме по командам, формируемым САУ, в кабинах устанавливаются командно – пилотажные приборы (КПП). Азимутально – курсовая информация обеспечивается навигационно – пилотажными приборами (НПП).

КПП (рис.6.   ) выполняет следующие основные функции:

выдает команды экипажу по крену и тангажу для вывода ЛА на траекторию и стабилизации на ней. Директорная стрелка канала крена вращается вправо – влево вокруг своей оси, а директорная стрелка продольного канала перемещается по вертикали вверх – вниз. Летчик должен перемещать ручку управления в ту же сторону, куда отклоняются командные стрелки. При правильном управлении директорные стрелки будет удерживаться в пределах малого неподвижного кольца;  

показывает текущие значения углов крена и тангажа. Указателем значений углов крена является стрелка – силуэт самолета. Значения углов тангажа определяется по подвижной ленточной шкале;

сигнализирует бленкерами об исправности используемой аппаратуры для формирования команд. Выпущенное положение бленкеров К и Т сигнализирует об отсутствии питания соответственно в каналах крена и тангажа;

показывает положение ЛА относительно задаваемой траектории в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Положение самолета относительно заданной траектории в виде информации о наиболее важном параметре для данного канала указывают планки положения вверху и слева от лицевой части прибора. Горизонтальная планка (слева от прибора) показывает отклонение ЛА по , , , а вертикальная - , , . Кружки на шкалах соответствуют ЛА, а планки – заданной траектории;

показывает скольжение ЛА.

При автоматическом управлении на директорные стрелки также поступают сигналы с вычислителя САУ. КПП используется летчиком для контроля исправности САУ. При нормальной работе директорные стрелки не должны длительно отклоняться от центрального положения.

Контроль управления траекторией в горизонтальной плоскости летчик осуществляет по НПП, который обеспечивает следующие показания:

текущего курса . Текущий курс отсчитывается по показаниям подвижной шкалы против неподвижного индекса;

заданного курса . Заданный курс указывается стрелкой "Курс заданный". Управление стрелкой осуществляется с помощью кремальеры заданного курса;

курсового угла радиостанции (КУР), т.е. угла между продольной осью ЛА и направлением на приводную радиостанцию. КУР определяется по неподвижной шкале с помощью стрелки;

положения ЛА относительно равносигнальных зон курсового  и глиссадного  радиомаяков с помощью планок положения;

сигнализацию бленкерами о входе в зоны уверенного действия курсового и глиссадного маяков и об исправной работе каналов курса и глиссады радиотехнических средств.

Кроме того НПП выдает сигнал отклонения от заданного курса   в САУ.

При пилотировании по директорным стрелкам следует избегать поспешных и резких движений ручкой управления в случае отклонения стрелки, так как кратковременный уход ее от нуля не приведет к большой ошибке в выдерживании траектории полета, тем более что ошибка учитывается вычислителем и исправляется при последующем совмещении стрелок с кружком.

 

PAGE  111


СНУ

Летчик

ЛА

Рис.1.1.

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

Летчик

АРУ

Сервопривод

Самолет

Автоматы

демпфирования и устойчивости

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

СУУ

ис. 2.1.

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

ОС

РУ

ИУ

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

Рис.4.1. Функциональная схема рулевого привода

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

                                  Рис.4.8

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

5.4. Структурная схема сервопривода с ЖОС

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

5.5. Структурная схема сервопривода со СОС

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

5.6. Структурная схема сервопривода с ИОС

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

5.9. Структурная схем контура управления креном

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

Рис.5.11. Структурная схема контура управления углом тангажа

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

5.14. Структурная схема контура управления

курсом

ВТУ

КПП

ССУП

КНС

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

САУ

Рис. 6.6.  

Рис. 6.    . Структурная схема контура стабилизации высоты полета

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

Рис. 6.   . Структурная схема контура управления скоростью

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

1000 м

150 м

Направление посадки

КРМ

ГРМ

ДМРМ

БРМР

4000 м

1000 м

РСБН

150...300 м

Рис. 6.  

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

Приемник

РСБН

НПП

КПП

Самолет

ПК САУ

ВТУ

Л

Е

Т

Ч

И

К

КС

РВ

СВС

КРМ

ГРМ

EMBED Equation.3

Рис. 6.   .


 

А также другие работы, которые могут Вас заинтересовать

26776. Многомерные задачи оптимизации 271.5 KB
  В ИС организационного управления преобладает режим оперативной обработки транзакций для отражения актуального состояния предметной области в любой момент времени а пакетная обработка занимает незначительную часть. Офисные ИС предназначены для перевода бумажных документов в электронную форму для автоматизации делопроизводства и управления документооборотом. Смотр по контролю качества является функцией управления разработкой и связан с оценкой того насколько результаты этой работы согласуются с декларированными требованиями относительно...
26777. Метод Эйлера решения задачи Коши для ОДУ 1-го порядка 474 KB
  Свойства информации тесно связаны с информационной деятельностью человека информационными процессами в его сознании. Информационные процессы – это процессы в которых человек с помощью разнообразных технических устройств выполняет сбор хранение поиск обработку кодирование и передачу информации. Информационный процесс возникает в результате установления связи между двумя материальными объектами: источником генератором и потребителем приемником получателем информации. Под информационным процессом понимаются процессы получения...
26778. Методы отделения корней уравнения 195 KB
  x37x5=0 x3=7x5 φx= x3 ψx=7x5 Процесс накопления информации. Процесс хранения информации Поиск информации. Поиск или сбор информации – первичный информационный процесс лежащий как правило в сфере некоторой практической или научной деятельности. Поиск информации – это извлечение хранимой информации.
26779. Уточнение корней уравнения. Метод деления отрезка пополам, метод секущих 204.5 KB
  Детальный уровень включает в себя все характеристики среднего уровня с оценкой влияния данных характеристик на каждый этап процесса разработки ПО Организация работы модели в системе GPSS. Операторыблоки формируют логику функционирования модели. Управляющие операторы служат для контроля и управления процессом моделирования прогоном модели. В процессе моделирования транзакты €œсоздаются€ заявки поступают и €œуничтожаются€ заявки уходят так как это необходимо по логике модели.
26780. Аппроксимация функций 101.5 KB
  Конкретные модели файлов используемые в системе управления файлами мы рассмотрим далее когда перейдем к физическим способам организации баз данных а на этом этапе нам достаточно знать что пользователи видят файл как линейную последовательность записей и могут выполнить над ним ряд стандартных операций: создать файл требуемого типа и размера; открыть ранее созданный файл; прочитать из файла некоторую запись текущую следующую предыдущую первую последнюю; записать в файл на место текущей записи новую добавить новую запись в...
26781. Обобщение простейших формул численного интегрирования 188.5 KB
  Основные особенности протокола TCP. TCP Transfer Control Protocol – протокол контроля передачи протокол TCP применяется в тех случаях когда требуется гарантированная доставка сообщений. Первая и последняя версия TCP RFC793 Transmission Control Protocol J. Модуль TCP нарезает большие сообщения файлы на пакеты каждый из которых передается отдельно на приемнике наоборот файлы собираются.
26782. Простейшие формулы численного интегрирования 276.5 KB
  Задача Коши для системы 4.13 может быть сведена к задаче Коши для системы дифференциальных уравнений. Системы можно разделять на классы по различным признакам. Цель любой классификации – ограничить выбор подходов к отображению системы и дать рекомендации по выбору методов ее исследования.
26783. Методы отделения корней уравнения 140 KB
  Основной принцип технологии клиент сервер применительно к технологии баз данных заключается в разделении функций стандартного интерактивного приложения на 5 групп имеющих различную природу: функции ввода и отображения данных Presentation Logic; прикладные функции определяющие основные алгоритмы решения задач приложения Business Logic; функции обработки данных внутри приложения Database Logic функции управления информационными ресурсами Database Manager System; служебные функции играющие роль связок между функциями первых...
26784. Одномерные задачи оптимизации 95.5 KB
  Строки отношения называются кортежами. Количество атрибутов в отношении называется степенью или рангом отношения. Поэтому вводится понятие экземпляра отношения которое отражает состояние данного объекта в текущий момент времени и понятие схемы отношения которая определяет структуру отношения. Схемой отношения R называется перечень имен атрибутов данного отношения с указанием домена к которому они относятся: SR = А1 А2 Аn Аi Di Если атрибуты принимают значения из одного и того же домена то они называются Qсравпимыми где Q ...