Автопилоты курса

Направление движения самолета определяется курсом. В зависимости от выбора опорного направления и вида измерителя курса различают большое разнообразие курсов. Рассмотрим основные из них.

Истинным курсом (у/И) называется угол между северным направлением меридиана, проходящего через самолет, и проекцией продольной оси самолета ОХ на горизонтальную плоскость охА нормальной системы координат. Отсчитывается истинный курс от северного направления ме­ридиана по часовой стрелке. Если направление оси OXg совпадает с на­правлением меридиана, то истинный курс равен углу рыскания у, но противоположен ему по знаку.

Магнитный меридиан в общем случае не совпадает’ с истинным и со­ставляет с ним угол, называемый магнитным склонением Ам. Магнитный курс (v|/m)-3to угол между северным направлением магнитного меридиана, проходящего через самолет, и проекцией продольной оси самолета ОХ на горизонтальную плоскость OXgZg нормальной системы координат. Если известны магнитный курс и магнитное склонение, то истинный курс = У» + Ам..

Если самолет при отсутствии ветра следует с постоянным истинным курсом, то траекторией его движения является локсодромия-кривая, пере­секающая все меридианы между исходным (ИПМ) и конечным пунктами маршрута (КПМ) под постоянным углом, равным истинному курсу (рис. 9.25, а). Локсодромия не является кратчайшим расстоянием между двумя точками на сфере. Поэтому задача стабилизации истинного курса может решаться лишь при полетах на небольшие расстояния.

Ортодромия — дуга большого круга, соединяющая исходный и конечный пункты маршрута по кратчайшему расстоянию. Ортодромия пересекает меридианы между пунктами маршрута под разными углами. Поэтому задача стабилизации самолета на траектории при полетах на большие

Рис. 9.25. Траектории движения самолета: a-при полете по локсодромии; б-при полете по ортодромии

расстояния сводится к задаче стабилизации ортодромического курса, (рис. 9.25,6),

Ортодромический курс (уорт) — угол между опорной ортодромией, приі нятой за исходную для отсчета, и проекцией продольной оси самолета нЦ горизонтальную плоскость. Обычно опорной траекторией считают мерда диан исходного пункта маршрута. Поэтому ортодромическим курсом’ называют угол между северным направлением меридиана ИПМ и проект, цией продольной оси самолета на горизонтальную плоскость (или про­дольной осью самолета в случае горизонтального полета).

В промежуточных пунктах маршрута (ППМ) истинный курс самолета определяется через ортодромический курс следующим образом:

, VH = Vo рт + An,

где AN-угол схождения меридианов.

Для определения угла схождения меридианов необходимо знать долготу и широту ИПМ Х. ипм и фппм, а также долготу и широту ПП^,Пм и Фппм — Тогда

г і

,» ,/л — Л • I Фппм * фипм I

= (^“ППМ — ^-ипм) Sill 1——————- ———— ^ .

L ^ J

Кроме введенных понятий курса существуют понятия компасного, гироскопического, гирополукомпасного, гиромагнитного, приведенного и других курсов. Для автоматизации стабилизации и управления курсом не имеет принципиального значения, какой именно курс используется для управления. Поэтому в данном разделе будем пользоваться обобщенным понятием курса.

Устройство и работа. Самолет как объект управления нейтрален по рысканию и курсу в боковом движении. Любое внешнее возмущение приводит к изменению углов рыскания и курса. При ручном управлении боковым движением самолета пилоту приходится решать две взаимосвя— занные задачи: стабилизировать продольную ось самолета и стабилизи­ровать вектор скорости по курсу. Поворот продольной оси в горизонталь­ной плоскости происходит под действием моментов относительно верти­кальной оси.

Управляющий момент относительно этой оси создается пилотом при отклонении педалей И рулей направления. Поворот вектора скорости по курсу происходит под действием боковой силы. Эта сила может быть создана или за счет скольжения или за счет горизонтальной составляющей подъемной силы, появляющейся при отклонении пилотом баранки штурва­ла и элеронов. Таким образом, у пилота существуют две возможности стабилизировать самолет по курсу: наблюдая за изменением курса по приборам, воздействовать на педали или штурвал. Для освобождения пилота от этой задачи служат автопилоты курса, воздействующие на рули направления (автопилоты прямой схемы) и элероны (автопилоты пере­крестной схемы). ‘

Автопилот курса прямой схемы (АПф) — средство автоматического управления, обеспечивающее управление и стабилизацию бокового траек — 306

привода поступает сигнал, пропорциональный отклонению самолета Д^к от того курса |і0, который он имел в момент включения режима стабилиза­ции. Сигнал ц^, пропорциональный разности ()/к — у0) поступает на сервопривод, который отрабатывает руль направления до тех пор, пока сигнал обратной связи рулевой машины с ДОС ижос не уравновесит сигнал ид¥,- Сигнал и,,, с ДУС обеспечивает демпфирование колебаний самолета по рысканию. Отклонение руля направления вызывает появление управляю­щего аэродинамического момента Му6, противоположного по знаку воз­мущению, вызвавшему рассогласование (ук — v|/0). Это рассогласование будет постепенно уменьшаться и, когда текущее значение курса сравня­ется с требуемым значением |/0, сервопривод под действием сигнала обратной связи ижос возвратит руль направления обратно в балансировоч­ное положение. Таким образом, самолет будет стабилизироваться по курсу.

Управление самолетом по курсу с помощью автопилота прямой схемы, как правило, не осуществляется, так как при плоском развороте с помощью руля направления курс меняется слишком медленно. Поэтому автопилоты курса прямой схемы находят все меньшее применение.

Автопилот курса перекрестной схемы (АЩ/у)-средство автоматическо­го управления, обеспечивающее управление и стабилизацию бокового углового движения самолета на всех этапах полета путем отклонения элеронов при возникновении рассогласования между текущим и заданным значениями курса.

Типовой закон управления автопилота курса перекрестной схемы имеет следующий вид:

6^Пп = кюо + Ц (у — умд), умя = k?‘ Av*, (9.59)

Ау.<- Лу*.

	У, в режиме стабилизации курса; Ук в режиме управления курсом,
Vo Уз,

 

где 5Э ^-автоматическое отклонение элеронов от балансировочного положения автопилотом курса перекрестной схемы; у, узад“ соответственно приращения теку­щего и заданного значений угла крена; Дук-приращение курса, определяемое как разность между опорным у0 и текущим у* значениями курса в режиме стабилизации и разность между заданным Уи и текущим значениями курса в режиме управления;

к^*- передаточный коэффициент по углу крена на изменение курса, определяющий, какой угол крена должен занять самолет при возникновении рассогласования по курсу в 1°.

В состав автопилота курса перекрестной схемы (рис. 9.27) входят датчик угловой скорости крена ДУС, датчик утла крена-гировертикаль ТВ, датчик курса — курсовая система КС, формирователь рассогласования между теку­щим и заданным значениями курса-пилотажно-навигационный прибор ПНП с задатчиком курса ЗК, формирователь рассогласования между текущим и опорным значениями курса-блок синхронизации курса БСК, формирователь приращения заданного утла крена — вычислитель автопило­та курса ВАП|/у, вычислитель автопилота крена ВАПу и сервопривод элеронов СПЪ3. .

Автопилот работает в трех режимах: согласования, стабилизации и уп­равления курсом. Режим согласования по текущему курсу происходит так же, как в автопилоте курса прямой схемы, а по текущему углу крена-как в автопилоте угла крена. .

В режиме стабилизации сначала происходит приведение самолета к го­ризонту-устранение рассогласования по углу крена как в автопилоте угла крена. На вход вычислителя ВАПуус БСК поступает сигнал ид<|( , пропор­циональный отклонению самолета от того курса у0, который’ он имел в момент принятия самолетом горизонтального положения. Сигнал иу, пропорциональным рассогласованию по курсу, разворачивается в сторону батывает элероны до тех пор, пока сигнал обратной связи рулевой машины с датчика ДОС ижос не уравновесит сигнал иДу_. Сигнал uffl с ДУС обеспечи­вает демпфирование колебаний самолета по углу крена.

Отклонение элеронов вызывает появление управляющего аэродинами­ческого момента Мх6, противоположного по знаку возмущению, вызвав­шему рассогласование (v|/0 — |/к). Самолет входит в крен, и с гировертикали ТВ появляется сигнал uY, преобразованный в механизме согласования МС в сигнал иДу. Когда этот сигнал становится равным сигналу иу, элероны возвращаются в балансировочное положение. Самолет с углом крена, пропорциональным рассогласованию по курсу разворачивается в сторону требуемого курса р0. Сигнал ид>|( постепенно уменьшается и разность сигналов (uY — йу) меняет знак. Сервопривод отклоняет элероны в проти — воположнукГсторону. Самолет выходит из крена и возвращается к гори­зонтальному полету, когда у* = |/0.

Пилот, воздействуя на рукоятку задатчика курса ЗК, задает управляю­щий сигнал гц,, . В ПНП формируется сигнал идч, , пропорциональный разности Д|/Эк — V|/3K — цік. Автопилот парирует рассогласование Д|/зк ана­логично парированию рассогласования Д|/кс от внешнего возмущения. Управление курсом от рукоятки осуществляется «по положению». Задан­ный курс пилот отслеживает по прибору.

Функциональная схема аналого­вого электрогидравлического авто­пилота курса перекрестной схемы аналогична схеме автопилота угла тангажа с соответствующим измене­нием набора датчиков и входных сиг­налов.

Влияние на процесс управления бо­ковым движением. Рассмотрим про­цесс устранения автопилотом курса прямой схемы начального отклоне­ния продольной оси самолета от за­данного курса, представленный на рис. 9.28. Такое отклонение Лу при­ведет к появлению приращения угла скольжения и момента статической путевой устойчивости М^ Этот мо­мент будет способствовать сокраще­нию переходного процесса устране­ния начального отклонения. Откло­нение автопилотом руля направления

5д v создаст управляющий момент Му8, совпадающий по знаку с момен­том’4 Мур. Если собственное демпфи­рование самолета достаточно, то за счет динамического демпфирующего момента Му(0 при подходе самолета к заданному положению результирую­щий аэродинамический момент рыскания Му, равный сумме моментов Мур, MyS и Муга, поменяет знак. Тормозящее отклонение руля направления создается автопилотом по сигналу угловой скорости юу. Таким образом, процесс устранения автопилотом курса прямой схемы начального отклоне­ния продольной оси самолета от заданного курса аналогичен процессу устранения начального отклонения поперечной оси от заданного угла тангажа автопилотом угла тангажа.

Рассмотрим процесс устранения автопилотом курса прямой схемы начального отклонения вектора скорости самолета от заданного курса (рис. 9.29). Продольная ось самолета направлена по заданному курсу. Появляется приращение угла скольжения и вектор скорости начинает поворачиваться под воздействием боковой силы, создаваемой скольжени­ем. С приближением вектора скорости к продольной оси приращение угла скольжения уменьшается. Момент статической путевой устойчивости Мур вызывает поворот продольной оси самолета навстречу вектору скорости самолета, что приводит к рассогласованию по курсу Лу,. Это рассогла­сование парирует автопилот отклонением руля направления.

Если одновременно отклоняются от заданного курса и продольная ось самолета и вектор скорости, то автопилот, воспринимая отклонение про — дольндй оси самолета, отклоняет руль направления и поворачивает само­лет к заданному курсу. Образующееся при этом скольжение создает 310

боковую силу, поворачивающую к заданному курсу и вектор скорости самолета.

Рассмотрим процесс устранения автопилотом курса перекрестной схемы начального отклонения продольной оси самолета от заданного курса (рис. 9.30). Парируя отклонение самолета по курсу, автопилот отклоняет элероны и вводит самолет в крен, который создает боковую силу. В резуль­тате вектор земной скорости самолета разворачивается к заданному курсу. Вследствие отставания продольной оси самолета от вектора скорости создается приращение угла скольжения. Момент статической путевой устойчивости Мур разворачивает продольную ось самолета вслед за век­тором скорости к заданному курсу. Для уменьшения скольжения канал руля направления может работать как автомат боковой устойчивости.

Автопилот курса прямой схемы с жесткой обратной связью в серво­приводе является статическим по отношению к постоянно действующему внешнему моменту Му8. Статическая ошибка (Д|/к)уСт определяется из равенства управляющего момента руля направления и возмущающего момента:

2

my“ SlpV2 К ‘

Аналогичным образом для автопилота курса, перекрестной схемы

2 М„

m^SlpV2 kykf’

Ступенчатый боковой ветер автопилотами курса как прямой, так и перекрестной схем парируется без статических ошибок по курсу. Однако при этом угол пути изменяется на величину приведенного к ветру угла скольжения АЧ* = А|/ — ДР — APW и самолет изменяет направление полета.

Особенности законов управления автопилотов курса. Для обеспечения астатизма в закон управления автопилотов курса прямой схемы вводят сигнал, пропорциональный интегралу от рассогласования по курсу. Струк­турная схема автопилота АП-28 в режиме стабилизации локсодроми-

Рис. 9.29. Процесс устранения началь­ного отклонения вектора скорости са­молета от заданного курса автопило­том курса прямой схемы

М2

, 3Р О— — К,, *T*p+i

ческого курса (рис. 9.31) содержит БДУС-блокдатчиков угловых скоро­стей, ГИК гироиндукционный компас, БС~ блок связи, А У — агрегат уп­равления, МУМ-магнитный усилитель мощности, РМН — рулевую ма­шину направления. Закон управления имеет вид

где — передаточный коэффициент по интегралу отклонения курса самолета от заданного.

В законах управления аналоговых автопилотов следует учитывать передаточные функции следящих электромеханических систем, выполняю­щих функции согласования, обнуления и суммирования. Так, передаточная функция электромеханизма согласования по крену представляет собой передаточную функцию апериодического звена WMC(p) = l/(TYp + 1). Ана­логичный вид имеет передаточная функция следящей системы навигацион­ного прибора, осуществляющего формирование сигнала рассогласования по курсу WnHn(p) = l/(Tvp + 1). ‘

Чтобы предотвратить формирование слишком больших управляющих сигналов при разворотах и значительных отклонениях от заданного курса, реализуются нелинейные звенья с ограничением сигналов при достижении ими определенных значений.

Структурная схема САУ-86 в режимах стабилизации курса и заданного курса представлена на рис. 9.32, где БДГ — блокдемпфирующих гироско­пов, ИКВ — инерциальная курсовертикаль, БСКВ базовая система курса и вертикали, 77У—пульт управления, ПНИ-пилотажно-навигационный прибор, БСДТ — блок связи с датчиками траектории. Закон управления имеет вид:

5,-£ “1 + (у-Єт3п-гїм)’ <9’61)

к^Ду, в режиме стабилизации курса

с 1 ‘

F.,———— в режиме заданного курса;

¥Тур + 1

Цифроаналоговые автопилоты курса. Устройство цифроаналоговых ав­топилотов курса аналогично устройству цифроаналоговых автопилотов угла крена. Режим стабилизации курса реализуется в боковом канале цифроаналоговой САУ, функциональная схема которой представлена на рис. 9.21. При этом следует учесть наличие дополнительного сигнала с инерциальной навигационной системы, пропорционального текущему курсу. Режим стабилизации курса включается, если усилие на штурвале или его перемещение, а также угол крена не превышают пороговых значений. При вмешательстве пилота в управление от штурвала режим стабилизации курса отключается и происходит согласование курса.

Структурная схема и закон управления цифроаналогового автопилота курса также аналогичны структурной схеме и закону управления автопи­лота угла крена. Их отличие состоит в том, что с помощью релейного звена FA, происходит подключение сигнала, пропорционального рассогласо­ванию тю курсу:

• Стэт -■Ц’Руг’й— FyiT-e—Fayi’*t’Wk—Vo)]-

Таким образом осуществляется стабилизация курса самолетов Ил-96 и Ту-204 с помощью вычислительной системы управления полетом.