АВТОМАТИЧЕСКАЯ СТАБИЛИЗАЦИЯ И УПРАВЛЕНИЕ УГЛОМ КРЕНА
Устройство и работа. Самолет как объект управления статичен в быстром боковом короткопериодическом движении при действии внешнего момента крена или бокового ветра. Ручное управление углом крена пилот осуществляет, воздействуя на колонку штурвала и наблюдая при этом за изменением угла крена по указателю авиагоризонта. Удерживая элероны в отклоненном положении, пилот стабилизирует крен или изменяет его соответствующим образом. Для освобождения пилота от этой задачи служит автопилот угла крена.
Автопилот’угла крена (АПу)—средство автоматического управления, обеспечивающее управление и стабилизацию быстрого бокового короткопериодического движения самолета на всех этапах полета путем отклонения элеронов при возникновении рассогласования между значениями текущего и заданного углов крена. .
Простейший автопилот утла крена реализует следующий закон управления элеронами: ■
§*ПУ’ — *у (у— Y зад ) ,
где 8Э ^автоматическое отклонение элеронов от балансировочного положения автопилотом угла крена; у, узад — соответственно приращения текущего и заданного значений угла крена; ку-передаточный коэффициент по углу крена, определяющий, на какой угол должны отклониться элероны при возникновении рассогласования между значениями текущего и заданного угла крена в Г.
Другими словами, автоматическое отклонение элеронов от балансировочного положения автопилотом утла крена пропорционально угловой скорости крена и разности текущего и заданного утла крена.
Исполнительные устройства сервоприводов автопилотов угла крена включаются по параллельной схеме в механическую проводку управления элеронами в прямых обратимых системах управления и по последовательной или параллельной схеме в бустерных и электродистанционных системах управления. При воздействии пилота на штурвал автопилот выключается и освобождает механическую проводку управления элеронами. Автопилоты утла крена бывают электромеханическими и электрогидравлическими.
В состав автопилота (рис. 9.16) входят датчик угловой скорости крена ДУС, датчик угла крена-гировертикаль ГВ, задатчик утла крена-рукоятка
управления РУ «Крен», механизм согласования МС и сервопривод элеронов С778э. Механизм согласования вместе с сумматором сервопривода образует канал элеронов вычислителя автопилота ВАПу.
Автопилот угла крена работает в трех режимах: согласования, стабилизации и управления углом крена. В режиме согласования происходит запоминание текущего значения угла крена и обнуление сигнала рассогласования крена на входе сервопривода. Рулевая машина элеронов не включена. Так как включение автопилота производится в тот момент, когда
Рис. 9.16. Функциональная схема аналогового электромеханического автопилота угла крена |
самолет сбалансирован по моментам крена и элероны находятся в балансировочном и близком к нейтральному положению, обнуления сигнала обратной связи рулевой машины, как правило, не требуется. На вход механизма согласования с гировертикали поступает сигнал иу, пропорциональный текущему значению угла крена уф 0. Электромеханическая следящая система механизма согласования обнуляет этот сигнал таким образом, что к моменту включения режима стабилизации угла крена сигнал на входе сервопривода равен нулю и автопилот готов к безударному включению для управления элеронами.
В режиме стабилизации угла крена рулевая машина включается в управление элеронами. Размыкается электромеханическая следящая система согласования и на вход сервопривода поступает сигнал, пропорциональный отклонению самолета Ау = (у — у0) от того угла крена у0, который он имел в момент включения режима стабилизации. Если значение у0 невелико и не превышает 5-6°, то автопилот приводит самолет к горизонтальному полету и начинает стабилизировать угол курса (об этом подробнее в следующем параграфе). В противном случае стабилизируется угол крена.
Закон управления (9.32) в этом режиме принимает вид
§^Пу = ки юх + ктДу. (9.33)
Сигнал Цд-р пропорциональный разности (у — у0) поступает на сервопривод, который отрабатывает элероны до тех пор, пока сигнал обратной связи с датчика обратной связи рулевой машины ДОС ижос не уравновесит сигнал иДу. Роль в этом процессе сигнала иш с ДУС была подробно рассмотрена при изложении принципа действия демпфера крена. Отклонение элеронов вызовет появление управляющего аэродинамического момента Мхб, противоположного по знаку возмущению, вызвавшему рассогласование ’(у — у0). Поэтому рассогласование будет уменьшаться, а вместе с этим и сигнал с выхода МС иДу. Когда текущее значение угла крена у сравняется с требуемым значением у0, сервопривод под действием сигнала обратной связи ижое возвратит элероны обратно в балансировочное положение. Таким образом, самолет вернется к тому значению угла крена, который он имел в момент включения режима стабилизации.
Пилот, воздействуя на рукоятку «Крен», задает управляющий сигнал иу. Автопилот парирует сигнал рассогласования, пропорциональный (уузад), аналогично парированию рассогласования от внешнего возмущения (у — у0). Управление углом крена от рукоятки осуществляется, как правило, «по положению».
Функциональная схема аналогового электрогидравлического автопилота угла крена аналогична схеме автопилота угла тангажа, представленной на рис. 9.2.
Влияние на процесс управления быстрым боковым движением. Рассмотрим процесс устранения начального отклонения угла крена Уо с помощью автопилота (рис. 9.17). Отклонение автопилотом элеронов создает управляющий момент элеронов Мх6, пропорциональный у0- Под действием
этого момента появляется угловая скорость га*, а угол крена начинает уменьшаться. Когда динамический демпфирующий момент Мхщ достигает величины, равной моменту Мх6, аэродинамический момент крена М, меняет знак и угловая скорость со, начинает уменьшаться. Для плавного возвращения самолета с недостаточным собственным демпфированием к заданному значению угла крена автопилот использует сигнал, пропорциональный юх. Тогда элероны проходят исходное положение раньше, чем угол крена, и создают момент, тормозящий движение самолета во время приближения к заданному значению угла крена. Переходные процессы, возникающие при этом, представлены на рис. 9.18. Если (у — умд) > 0, то при возвращении к заданному значению крена угловая скорость самолета а>% < 0. Поэтому сигнал, пропорциональный сох, стремится уменьшить отклонение элеронов. Уменьшение углового отклонения самолета также приводит к уменьшению отклонения элеронов. В момент времени t2 отклонение элеронов 5Э и его управляющий момент Мх5 обращаются в нуль. Аэродинамический момент крена Мх обращается в нуль еще раньше, в момент времени t1; вследствие влияния момента демпфирования Мх(0. Таким образом обеспечивается своевременное изменение знака момента Мх и предотвращается перерегулирование.
Исследования показывают, что для сокращения времени переходного процесса устранения начального отклонения по углу крена передаточный коэффициент к7 должен быть обратно пропорционален квадрату времени переходного процесса, а передаточный коэффициент — обратно пропорционален времени переходного процесса. Считается, что автопилот угла
|
|
|
|
крена обладает требуемым качеством, если переходный процесс, вызванный ступенчатым управляющим воздействием, не выходит из области допустимых значений показателей качества: точности стабилизации угла крена Ду = | Ау — АУзад I» значения перерегулирования угла крена 5У и времени регулирования угл. а крена tper.
Идеальный переходный процесс по углу крена, которому соответствуют оптимальные значения передаточных коэффициентов закона управления автопилота угла крена (9.32) ку и кщ>, аналогичен переходному процессу по углу тангажа (см. рис. 9.5).
Рассмотрим процесс устранения автопилотом угла крена с жесткой обратной связью в сервоприводе внешнего ступенчатого моментного "
возмущения (рис. 9.19). Внешний момент крена Мхв вызывает появление угловой скорости сох и кренение самолета. Автопилот отклоняет элероны пропорционально сумме сигналов рассогласования по углу крена и угловой скорости. При этом управляющий
момент элеронов Мх5 складывается с демпфирующим моментом Мхт_ и результирующий момент крена Мх в момент времени tj меняет знак, когда устанавливается их равенство внешнему моменту Мхв. Тем самым обеспечивается торможение самолета при подходе к установившемуся значению угла крена Лууст. Угловая скорость шх стремится к нулю и элеро-
с>АПу ^
ны принимают такое положение оэ. ус;., при котором управляющий момент (Мх8 )уст уравновешивает внешний момент Мхв. Это приводит к появлению статической ошибки по углу крена ууст, которая определяется выражением
Мхв 2 kY Mx’SlpV2
Статическая ошибка прямо пропорциональна возмущающему моменту и обратно пропорциональна передаточному коэффициенту автопилота по углу крена ку. .
Так как режим стабилизации крена в современных автопилотах как самостоятельный режим применяется редко, принципиального значения такие статические ошибки не имеют. Поэтому специальных мер по обеспечению астатизма контура управления углом крена (например, введение изодромной обратной связи в сервопривод) не применяют.
Особенности законов управления аналоговых автопилотов угла крена.
Рассмотрим структурную схему системы САУ-86 в режиме управления от рукоятки «Крен» (рис. 9.20).
Датчик угловой скорости крена ДУС размещен в блоке демпфирующих гироскопов БДГ. Датчиком текущего угла крена является инерциальная курсовертикаль ИКВ. Задатчиком угла крена служит рукоятка управления РУ «Крен», находящаяся на пульте управления ПУ. Механизм согласования МС, сумматор С и предусилитель-преобразователь сервопривода элеронов СПЬ3 размещены в агрегате управления АУ, выполняющем функции вычислителя автопилота ВАПу. Усиление управляющего сигнала по мощности производится в блоке магнитных усилителей ЕМУ.
Особенность закона управления-использование апериодического свойства следящей системы механизма согласования МС, которое проявляется в отработке сигнала заданного угла крена не мгновенно, а с задержкой времени Тг Значение Тг поддерживается в пределах 1-1,2 с. Кроме того, для предотвращения формирования слишком больших управляющих сигналов в механизме согласования предусмотрен специальный ограничитель, имеющий передаточную функцию нелинейного звена с зонами насыщения:
F,-!1 приГ”^« (9.34)
^ |
Уз*ад. и,
— при умс > Уз* д,
Умс
где Уэд = 20°. ■
Тогда закон управления имеет вид
Если рукоятка «Крен» находится в нейтральном положении, то система стабилизирует тот угол крена, который имел самолет в момент включения канала крена.
Аналогичным образом формируется закон управления САУ-1Т-2-62 в режиме управления от рукоятки «Крен». Отличие заключается в использовании в качестве датчика текущего угла крена центральной гировертикали ЦГВ-10П.
|
Рассмотрим структурную схему системы САУ-154 в режиме управления от рукоятки «Крен» (рис. 9.21). Датчиком текущего угла крена является малогабаритная гировертикаль МГВ. Функции вычислителя автопилота выполняет блок автопилота БАП. В системе не предусмотрено согласование по сигналу угла крена и отсутствует механизм согласования. Включение канала крена должно производиться при нулевом угле крена. Фильтрация и ограничение сигнала заданного утла крена от рукоятки управления производятся с помощью электронной схемы. Закон управления имеет следующий вид:
Твр Г кт -]
5’ = *ЧТ п’эЛ Ш* + *4? “ ртт„1 .Ун ’
гТ,„р + 1 L Тур + 1 J
где Ру определяется аналогично (9.34).
Если рукоятка «Крен» находится в нейтральном положении уру = 0, то система стабилизирует нулевой угол крена.
Цифроаналоговые автопилоты угла крена (рис. 9.22). Датчиком текущих параметров положения и движения самолета является инёрциальная навигационная система ИНС, вырабатывающая в виде последовательного биполярного кода сигналы, пропорциональные угловой скорости крена сох, углу крена у и боковой перегрузке nz. Закон управления формируется в цифровом вычислительном блоке управления полетом БВУП. Управляющие сигналы в виДе напряжений постоянного тока и5 и подаются на аналоговые сервоприводы элеронов СП8Э и руля направления СП8Н.
Согласование угла крена происходит в режиме совмещенного управления. При включении этого режима автопилот осуществляет стабилиза-
цию угла крена, если усилие на штурвале или его перемещение не превышают пороговых значений, а текущий угол крена превышает 5°. Вмешательство пилота фиксируется по условию превышения усилия на штурвале или его перемещения пороговых значений в течение определенного времени. Тогда режим стабилизации угла крена отключается и происходит согласование угла крена.
Структурная схема цифроаналогового автопилота угла крена (рис. 9.23) реализует следующий закон управления элеронами и рулями направления: .
5н = k5 Fj [of + of + ої + of — + o"],
of = km o)K, of = krFy2 (y — Fvly0), of7 = kJiyF^y, (9.37)
= 4т,
n, fa, 1 с — н с
of — = ks 5jat, о” = FMM.
Составляющая закона управления по угловой скорости крена of1 обеспечивает демпфирование боковых колебаний самолета. Управление углом
крена осуществляется составляющей ct^y. Нелинейные звенья Fy] и Fy2 ограничивают диапазоны изменения опорного угла крена у0 и приращения
угла крена Ау. Интегральная составляющая закона управления a, AY обеспечивает устранение статической ошибки по углу крена. Эта составляющая включается в закон управления релейным звеном FAy, если приращение угла крена Ау превышает заданное значение. Нелинейное звено с насыщением F[Ay ограничивает диапазон изменения интеграла от Ау.
Для выполнения координированных разворотов без скольжения автопилот угла крена формирует управляющее воздействие на сервопривод рулей направления. Это воздействие пропорционально приращению угла
крена ст^у, текущему углу крена ст™, боковой перегрузке ст“% интегралу
боковой перегрузки ст|,п% отклонению закрылков стн“‘ и числу М полета ст”.
Таким образом осуществляется стабилизация угла крена самолетов Ил-96 и Ту-204 с помощью системы ВСУП. .
Влияние отказов и характеристик элементов автопилота угла крена на управление боковым движением. Пассивные отказы автопилота угла крена в контуре сервопривода приводят к потере автоматической стабилизации и управления углом крена. Если сервопривод канала элеронов используется также в режиме стабилизации курса, то теряется и эта функция. Активные отказы автопилота угла крена приводят к отработке элеронов на полный ход вала рулевой машины или штока рулевого агрегата. Пассивный отказ по сигналу угловой скорости крена приводит к уменьшению эффективности демпфирования боковых короткопериодических колебаний и раскачке самолета по рысканию. Пассивный отказ по сигналу текущего угла крена приводит к потере автоматической стабилизации угла крена и автопилот начинает работать как демпфер крена. Отказы в схемах согласования могут привести к грубому включению автопилота в режим стабилизации угла крена.
Погрешности измерителей угла крена и угловой скорости крена, а также дрейф нулей датчиков приводят к появлению статических ошибок в управлении углом крена. Влияние разрегулировок передаточных коэффициентов закона управления аналоговых автопилотов угла крена аналогично влиянию разрегулировок в аналоговых автопилотах угла тангажа.