АВТОМАТИЧЕСКАЯ СТАБИЛИЗАЦИЯ И УПРАВЛЕНИЕ ПРОДОЛЬНЫМ ТРАЕКТОРНЫМ ДВИЖЕНИЕМ НАМАРШРУТЕ

10.1.1. Системы автоматического управления продольным траекторным движением на маршруте

Принцип действия. Самолет как объект управления неустойчив в про­дольном траекторном движении по высоте при действии внешних возму­щений. Для стабилизации самолета по высоте пилот, наблюдая за измене­нием высоты по высотомеру, воздействует на колонку штурвала и отклоня­ет руль высоты таким образом, чтобы самолет удерживал требуемое значение высоты или изменял его соответствующим образом. Системы автоматического управления высотой служат для освобождения пилота от ручной стабилизации и управления самолетом на траектории в вертикаль­ной плоскости.

Система автоматического управления высотой (САУН) обеспечивает стабилизацию и управление продольным траекторным движением самоле­та в крейсерском полете по маршруту и во время предпосадочного маневра путем отклонения руля высоты при возникновении рассогласования между значениями текущей и заданной барометрической высоты.

Простейшая САУН реализует следующий закон управления рулем высоты:

5?АУН = кШгю, + к0Дв + кН(Н-Н0), . (10.1)

где 8,АУН — автоматическое отклонение руля высоты от балансировочного положе­ния; До-приращение опорного (т. е. имевшего место в момент включения режима) угла тангажа о0; Н, Н0-соответственно текущее и опорное (в момент включения режима) значения барометрической высоты; кН — передаточный коэффициент по барометрической высоте, определяющий угол отклонения руля высоты при возник­новении рассогласования между значениями текущей и опорной барометрической высоты В 1 м.

Другими словами, отклонение руля высоты прямо пропорционально угловой скорости тангажа, приращению опорного угла тангажа и прира­щению опорной барометрической высоты.

Закон управления (10.1) можно также представить как закон управления автопилота угла тангажа, обеспечивающий формирование заданного угла тангажа пропорционально приращению барометрической высоты:

5cAyH = km G>z + ки(До-Димд), Ди = о — о0, Дизад = к? (Н0 — Н) ,(10.2)

где Ди, Дизад-соответственно приращения текущего и заданного значений угла

тангажа; к„ — передаточный коэффициент по углу тангажа, определяющий, на сколь­ко градусов должен измениться угол тангажа при возникновении рассогласования между значениями текущей и опорной барометрической высоты в 1 м.

Сервоприводы систем автоматического управления включаются по параллельной схеме в прямые обратимые системы управления, либо п< последовательной схеме в бустерные или электродистанционные системь управления. Совместное управление рулем высоты со стороны пилота и САУН исключается. При воздействии пилота на колонку штурвала САУН выключается и освобождает механическую проводку управления рулем высоты.

Сервоприводы бывают как электромеханического, так и электрогидрав­лического принципа действия. Рассмотрим функциональную схему анало­говой электромеханической САУН (рис. 10.1). В ее состав входят датчик угловой скорости тангажа ДУС, датчик угла тангажа-гировертикаль ГБ, датчик рассогласования между значениями текущей и опорной барометри­ческой высоты-корректор высоты КБ, вычислитель ВС А Ун, вычислитель автопилота ВАШ, усилитель У и рулевая машина PMSB.

САУН работает в двух режимах: согласования и стабилизации высоты. В режиме согласования в корректоре высоты происходит непрерывное обнуление сигнала текущей высоты с помощью электромеханической сле­дящей системы. Система может работать при этом в автопилотном режиме стабилизации угла тангажа. Таким образом происходит запоминание текущей высоты и обеспечивается подготовка САУН к безударному вклю­чению для стабилизации высоты.

При включении режима стабилизации высоты следящая система кор­ректора высоты размыкается и начинается формирование сигнала разности идн между опорным значением высоты, которую имел самолет в момент включения режима стабилизации, и значением текущей высоты. Любое отклонение самолета под действием внешних возмущений от опорной высоты воспринимается САУН как рассогласование, которое необходимо парировать. Сигнал идн поступает на вход вычислителя, где формируется сигнал, пропорциональный приращению значения заданного угла тангажа иДиад- Сервопривод преобразует этот сигнал в перемещение вала рулевой машины высоты.

Как только сигнал обратной связи ижос уравновесит сигнал с корректора высоты идн и пропорциональный ему сигнал заданного тангажа ид„ , отработка руля высоты рулевой машиной прекратится и руль остановится 322

Рис. 10.1. Функци­ональная схема системы автомати­ческого управления высотой

в некотором положении, пропорциональном возникшему рассогласованию (Н0-Н). Отклонение руля высоты вызывает управляющий аэродинами­ческий момент тангажа Mz8ii, противоположный по знаку возмущению, вызвавшему рассогласование (Н0-Н). Самолет начнет изменять угол тангажа и с гировертикали появится сигнал текущего тангажа и„, который преобразуется в МС в сигнал ид„. Под действием этого сигнала сервопри­вод начнет отрабатывать руль высоты в обратную сторону. Когда сигнал приращения текущего угла тангажа сравняется с сигналом приращения заданного угла тангажа иДі>м, руль высоты вернется в исходное балансиро­вочное положение. ‘

Самолет с новым углом тангажа начнет приближаться к опорному значению высоты. Тогда равновесие сигналов иДи и иДо вновь нарушится и их разность поменяет знак. Сервопривод начнет отрабатывать руль высоты в противоположную от балансировочного положения сторону. Когда сигнал обратной связи ижос сравняется с сигналом разности (иДи-иДи ), руль высоты остановится. Самолет начнет уменьшать прира­щение угла тангажа и по мере выхода на опорную высоту сигналы ид„, иди и идн станут равными нулю. Тогда под действием сигнала обратной связи ижос руль высоты возвратится в исходное балансировочное положе­ние.

Действия сигналов ию с датчика угловой скорости и исос с тахогенерато­ра аналогичны их действию в демпфере и автопилоте угла тангажа.

Режим управления высотой от задатчика в аналоговых САУН до недавнего времени не применялся. В последних модификациях аналоговых САУ такой режим предусмотрен. Тогда в законе управления (10.2) задан­ный угол тангажа определяется следующим образом:

Димд=к"(Нзад-Н), (10.3)

где Н’ — заданное значение барометрической высоты (например, высоты эшелона).

Для формирования Нзад используется специальный задатчик на пульте управления. Формирование разности (Нзад-Н) происходит в вычислителе системы воздушных сигналов. Работа САУН в этом режиме аналогична ее работе в режиме стабилизации, так как она воспринимает управляющее воздействие АН = (Нзад-Н) как внешнее возмущение АН = (Н0 — Н).

При наборе высоты и снижении пилоту приходится выдерживать опре­деленную вертикальную скорость. Он наблюдает за ее изменением по вариометру и воздействует на колонку штурвала, чтобы самолет удерживал требуемое значение вертикальной скорости или изменял ее соответствуй

U(i)z

Две

РМ8В

 

Рис. 10.2. Функциональная схема системы автоматического управления вертикаль­ной скоростью

ющим образом. Системы автоматического управления вертикальной ско­ростью служат для автоматизации маневров самолета в вертикальной плоскости. г

Система автоматического управления вертикальной скоростью (С А У н) обеспечивает стабилизацию и управление продольным траекторным дви­жением самолета при наборе высоты и снижении путем отклонения руля высоты при возникновении рассогласования между текущим значением угла тангажа и его заданным значением, определяемым заданным значе­нием вертикальной скорости.

Закон управления САУд имеет вид:

5,АУ» = кш юг + кц(Ду — Диип), Ду = у — и0, Дуіад = к. н Н, ад, (10.4)

где 5сау

п — автоматическое отклонение руля высоты от балансировочного положения САУд; Ди, Дузад-соответственно приращения текущего и заданного значений угла

тангажа; Нзад-заданное значение вертикальной скорости; к„ — передаточный коэф­фициент по углу тангажа к вертикальной скорости, определяющий, на сколько градусов должен измениться угол тангажа при изменении вертикальной скорости на 1 м/с.

В состав САУд входят (рис. 10.2) датчик угловой скорости тангажа ДУС, датчик угла тангажа ГВ, задатчик вертикальной скорости-навига­ционный вычислитель НВ, вычислитель заданного угла тангажа ВСАУ&, вычислитель автопилота ВАШ, усилитель У и рулевая машина высоты РМ6В. Работа САУд аналогична работе САУн. При этом обеспечивается постоянство угла наклЬна траектории и воздушной скорости. С переходом на непосредственное автоматическое управление продольным движением центра масс самолета управление высотой осуществляют через контур нормальной перегрузки.

Система автоматического управления высотой через контур нормальной перегрузки (САУнп) обеспечивает стабилизацию и управление продоль­ным траекторным движением самолета в крейсерском полете по маршруту и во время предпосадочного маневра путем отклонения руля высоты при возникновении рассогласования между значениями текущего и заданного приращений нормальной перегрузки, причем заданное приращение нор­мальной перегрузки определяется разностью между значениями заданной и текущей барометрической высоты.

5вАУнпу. = квв©,+ кдПу [Апу_ (Апу)зад], (Апу)зад = кДПу(Аизад — Аи),

Аизад = к0 (Нзад Н), (10.5)

где баАУн”у-автоматическое отклонение руля высоты от балансировочного положе­ния САУНп ; Дпу, (Дпу)зад-текущее и заданное значения приращения нормальной

перегрузки; кдп — передаточный коэффициент по приращению нормальной перегруз­ки; Ли, Дизад — текущее и заданное значения приращения угла тангажа; кд0 — переда­точный коэффициент по приращению нормальной перегрузки к углу тангажа; Н,

ц

Нзад-текущее и заданное значения барометрической высоты; к„ — передаточный коэффициент по углу тангажа к барометрической высоте.

Функциональная схема САУщ_ аналогична функциональной схеме САУН (см. рис. 10.1), но содержит еще датчик нормальной перегрузки.

Профиль полета самолета может задаваться значениями нормального ускорения в каждой точке траектории.

Система автоматического управления нормальным ускорением (САУд) обеспечивает стабилизацию и управление продольным траєкторним дви­жением самолета в крейсерском полете по маршруту путем отклонения руля высоты при возникновении рассогласования между значениями теку­щего и заданного приращений нормальной перегрузки, причем заданная нормальная перегрузка определяется заданным нормальным ускорением:

5£АЧ = кш> юг + кДП; (Дпу — Лпу. зад), (Апу)зад = кд’Пу ау. зяд, (Ю.6)

где 5аАУ*у-автоматическое отклонение руля высоты от балансировочного положе­ния С АУа ; ау Мд — заданное значение нормального ускорения; кд’„ -передаточный коэффициент по приращению нормальной перегрузки к нормальному ускорению.

Управление движением. Качество работы САУН и ее влияние на процесс управления продольным движением можно оценить по качеству переход­ных процессов управления высотой.

Рассмотрим процесс устранения отрицательного начального отклонения высоты АН = (Н — Н0) с помощью САУН (рис. 10.3). В начальный момент времени t0 самолет летит с постоянным утлом атаки а0. Подъемная сила Ya0 уравновешивает силу тяжести самолета О. Руль высоты находится в балансировочном положении 5B(t0).

Появление рассогласования по высоте АН в момент времени П начинает парироваться САУН отклонением руля высоты на отрицательный угол 8B(tl). Управляющий момент тангажа Мг£ вызывает увеличение угла атаки на величину Да (tj, пропорциональную б,,^). В результате подъемная сила увеличивается на величину AYa(tx), пропорциональную Да, Это сопровож­дается изменением угла тангажа. Под действием приращения подъемной силы вектор скорости поворачивается в сторону опорной высоты и траек­тория полета самолета искривляется, что выражается в изменении угла наклона траектории АО.

Изменение угла атаки вызывает появление статического момента который в момент времени t2 уравновешивает управляющий момент MZ5„-

325

В результате суммарный момент тангажа Mz меняет знак и приращение угла тангажа уменьшается, САУН постепенно возвращает руль высоты к исходному положению. В момент времени t3, когда приращение угла тангажа Ли станет эквивалентно отклонению АН, руль высоты вернется в балансировочное положение 5B(t3) = ^Во и самолет будет прямолинейно приближаться к опорной высоте Н„.

Вследствие уменьшения рассогласования АН САУН к моменту времени t4 отклоняет руль высоты в противоположную сторону на положительный угол 5„ (t4). В результате значения угла атаки и подъемной силы становятся меньше первоначальных значений Да (t4) < а„ и ДYa (t4) < Yao. Под дейст­вием отрицательного приращения подъемной силы вектор скорости пово­рачивается в горизонтальное положение, траектория самолета искривляет­ся в обратном направлении и приращение угла наклона траектории А0 начинает уменьшаться. САУН возвращает руль высоты в исходное балан­сировочное положение §B(t5) = 5Во, самолет выходит на исходный угол атаки Aa(t5) = aD на опорной высоте Н0, а вектор скорости принимает горизонтальное положение.

Как видно из графиков, процесс устранения начального отклонения Н0 имеет плавный апериодический характер. Качество работы САУН оценива­ется по времени окончания переходного процесса, полному отсутствию или малой величине перерегулирования по высоте.

Как следует из изложенного, для плавного выхода самолета на задан­ную высоту принципиально необходимо присутствие в законе управления САУН сигнала, пропорционального углу тангажа. Отсутствие сигнала по

углу тангажа привело бы к тому, что в течение всего времени устранения отклонения от заданной высоты САУН удерживала бы руль высоты в отклоненном в одну сторону положении. Тогда имело бы место постепен­ное приращение подъемной силы и траектория искривлялась все время в одну сторону. При подходе к заданной высоте вектор скорости был бы не в горизонтальном положении. Самолет проскочил бы заданную высоту и процесс стабилизации высоты стал бы колебательным и, может быть, неустойчивым. Таким образом, сигнал угла тангажа в законе управления САУН служит для демпфирования траекторных колебаний самолета по высоте.

На рис. 10.3 не показано изменение во времени скорости тангажа Aroz и динамического момента демпфирования Мм, так как переходные про­цессы при стабилизации высоты полета протекают гораздо медленнее процессов стабилизации угла тангажа. Поэтому приращение скорости тангажа незначительно.

Рассмотрим процесс устранения САУН с жесткой обратной связью в сервоприводе внешнего ступенчатого моментного возмущения MzB. Этот процесс аналогичен уже рассмотренному в параграфе 9.1 процессу с учас­тием автопилота угла тангажа и представлен на рис. 10.4.

Так как отклонение руля высоты пропорционально отклонению самоле­та от заданной высоты, то для сохранения в установившемся режиме постоянного отклонения руля высоты (§вАун)уст, компенсирующего внеш­ний возмущающий момент, необходимо иметь постоянное отклонение высоты АНуст. Поэтому

— (Мй.)уст = МгВ = — т? 8Ьа — (8£АУН)УСТ, (5?АУн)усг = кнДНусг.

Тогда 2 М

АНуст——————— "——- :——

Ш;’ S Ьа Р V2

Таким образом, величина ДНуст является статической ошибкой регули­рования, возникающей под действием возмущающего момента М^. Поэтому САУН с законом управления (10.1) является статической по отношению к внешнему ступенчатому возмущающему моменту тангажа. Для уменьшения величины статической ошибки необходимо увеличивать передаточный коэффициент кн.

Рассмотрим процесс устранения САУН действия постоянного верти­кального восходящего потока воздуха (рис. 10.5).

Первоначально самолет увеличивает угол атаки на величину Аа„ = = wy/v0. Самолет приобретает ускорение вверх по направлению ветра и его центр масс также начинает следовать по направлению ветра. САУН отклоняет руль высоты вниз пропорционально возникшему рассогласова­нию АН. Это создает отрицательное приращение угла атаки и поворачивает вектор скорости самолета снова в горизонтальное положение. Одновре­менно происходит постепенное увеличение приращения угла тангажа. Вектор скорости будет стремиться принять горизонтальное положение. Приращение угла атаки становится равным нулю, а угол тангажа-равным

327

Рис. 10.5. Процесс устранения системой автоматического управления высотой дейст­вия постоянного вертикального восходящего потока воздуха

приведенному к ветру углу атаки с обратным знаком-Aaw. Изменение угла тангажа на величину Диуст = — Aaw приведет к появлению на входе САУН сигнала, который скомпенсируется сигналом отклонения высоты. Статическая ошибка по высоте определяется следующим образом:

н)уст к„ Аиуст + КодДНуст °> Диуст

или

Таким образом, САУН с законом управления (10.1) является статической по отношению к ступенчатому вертикальному ветровому возмущению.

Если при попадании самолета в вертикальный поток ветра отключать сигнал, пропорциональный углу тангажа, а для демпфирования использо­вать только сигнал, пропорциональный АН, то статической ошибки не будет. Другим способом устранения статической ошибки является про­пускание сигнала угла тангажа через изодромный фильтр.

Особенности законов управления. Для дополнительного улучшения демпфирования продольных траекторных колебаний в закон управления САУН включают сигнал, пропорциональный скорости изменения высоты. Тогда закон управления (10.1) трансформируется следующим образом:

gcAyH _ ^ Юг + к„ Аи + кн АН + кн АН, . (10.7)

где кд-передаточный коэффициент по скорости изменения высоты.

Обычно сигнал, пропорциональный АН, получают дифференцирова­нием сигнала АН в вычислителе САУН. Использование для этой цели вариометров, как датчиков вертикальной скорости, распространения не получило вследствие их невысокой точности, надежности и значительного времени запаздывания.

Для устранения статической ошибки применяют изодромную обратную связь в сервоприводе или вводят в правую часть закона управления сигнал, пропорциональный интегралу отклонения высоты.

328

Изодромное звено реализуется с помощью электромеханизма согласо­вания. По сигналу обратной связи это происходит как в автопилоте угла тангажа. По сигналу угла тангажа реализуется тот же принцип. На входе сумматора сервопривода подаются два сигнала. Один сигнал пропор­ционален отклонению текущего угла тангажа от опорного До, а второй сигнал Аи пропущен через электромеханизм согласования с передаточной функцией апериодического звена и взят с обратным знаком:

Л* г Тар+ 1

1 X D

Ди — _ Ди = -———————- Ди.

Т, р + 1 тир+ 1

Структурная схема аналоговой электромеханической САУН с изодром­ной обратной связью в сервоприводе представлена на рис. 10.6. Так реализуется режим стабилизации барометрической высоты в системах САУ-62 и САУ-86.

Закон управления САУН, реализующей принцип ПИД-управления, имеет следующий вид:

5аАУн = kffl шг + киДо + кнДН + J;“T"P АН + — ДН, (10.10) ‘ Тир + 1 р

где kjh — передаточный коэффициент по интегралу рассогласования высоты.

Интегральная составляющая закона управления (10.7) получается про­пусканием сигнала АН через электромеханический интегрирующий привод с передаточной функцией W„n(p) = kjH/p.

Структурная схема аналоговой электрогидравлической САУН с ПИД — управлением представлена на рис. 10.7. Если поделить левую и правую

части закона управления (10.7) на Тяр/(Тир+ 1), можно увидеть почти полную эквивалентность этого закона закону управления (10.6) с точностью до составляющей АЙ. Поэтому реакция той и другой САУН на внешний ступенчатый момент тангажа будет почти одинаковой. Так работает система АБСУ-154.

С переходом на непосредственное автоматическое управление продоль­ным движением центра масс самолета управление высотой стремятся осуществить через контур нормальной перегрузки. Тогда

§вАУн = кШгю2 + кДПу(Лпу — (Лпу)зад) (Ап )зад = к“ (Нзад — Н) — к„До,

где кДп — передаточный коэффициент по высоте в контуре нормальной перегрузки.

Цифроаналоговые системы автоматического управления. Такая система (рис. 10.8) имеет аналоговый электрогидравлический сервопривод. Датчи-

ком высотно-скоростных парамет­ров движения самолета является цифровая система воздушных сиг­налов СВС, вырабатывающая в виде последовательного биполяр­ного кода сигнал, пропорциональ­ный Н. Датчик параметров про­дольного короткопериодического движения самолета-инерциальная навигационная система ИНС, вы­рабатывающая в виде последова­тельного биполярного кода сигна­лы, пропорциональные со2, и, у, Any, Vy, ау. Эти сигналы, а также сигналы и разовые команды от

других датчиков и систем принимает цифровой блок вычислителя управ­ления полетом БВУП. Значение заданной высоты формируется пилотом с пульта управления ПУ. В блоке БВУП осуществляется обнуление и запо­минание текущего значения барометрической высоты в режиме согласова­ния, а также формируется аналоговый управляющий сигнал и„ на вход сервопривода в режимах стабилизации и управления высотой. ‘

Закон управления цифроаналоговой САУ в режиме стабилизации и управления барометрической высотой выглядит следующим образом:

Ов = РуУ = — —S7> = *н [(Н — Н0) — Нзад] + KV V + ка а,

СО8 у ’ У

бал у — f А бал

Оъ ^балС^Чу» > *зак/*

Назначения и структура составляющих закона управления по угловой

со, _у /г бал

скорости тангажа ств, углу крена ст; и балансировке ств аналогичны назначению и структуре составляющих закона управления цифроаналого­вого автопилота угла тангажа. ‘

Составляющая закона управления по избыточной нормальной пере­грузке Стз"’ обеспечивает управление углом тангажа через контур нормаль­ной перегрузки без статических ошибок благодаря наличию изодромного звена с постоянной времени Т„.

Составляющая закона управления по высоте ст? обеспечивает управле­ние продольной траекторией полета самолета. Для улучшения качества переходных процессов она содержит также сигналы, пропорциональные вертикальной скорости Vy и вертикальному ускорению ау.

Структурная схема САУНпу, реализующей закон управления (10.12) представлена на рис. 10.9. Так работает САУ-96. В САУ-204 формируется только сигнал, пропорциональный (Дпу)эад. Формирование разности (пу — (Дпу)зад) и управления на руль высоты осуществляется в АСШУ-204.

Функциональная схема цифроаналоговой САУау представлена на рис. 10.10. Заданное значение нормального ускорения формирует вычисли­тельная система самолетовождения ВСС. В структурной схеме рис. 9.14 при включении режима полета по сигналам ВСС выключатель переходит в положение «ВСС».

Эксплуатационные особенности. Пассивные и активные отказы САУН в контуре сервопривода и тангажа по последствиям аналогичны соответст­вующим отказам автопилота угла тангажа. Кроме того, они приводят к отключению режима автоматической стабилизации и управления высо­той. Пассивный отказ по сигналу угла тангажа приводит к потере демпЩ^ рования продольных траекториях колебаний самолета по высоте. Пассив-»

Рис. 10.9. Структурная схема цифроаналоговой системы автоматического управле­ния высотой

 

ный отказ по сигналу отклонения самолета от заданной высоты приводит к потере режима стабилизации высоты и САУН начинает работать как автопилот утла тангажа. —

Отказ САУН по цепи согласования текущей высоты и получения опорного значения высоты может сопровождаться грубым включением режима с недопустимо большими отклонениями рулей высоты.

Погрешность измерения угловой скорости coz в виде дрейфа нуля ЄЮг приводит к появлению статической ошибки по высоте, определяемой из закона управления (10.1):

^ и.

— ^нАНуСТ = 0, ДНуСТ = £(ог •

При типичных значениях передаточных чисел kq = 0,5, кн = 0,02 и ве­личине дрейфа £ш = Г/с установившаяся ошибка по высоте достигает 25 м.

Рис. 10.10. Функциональная схема цифроаналоговой системы управления нормальным ускорением

Погрешность измерения угла тангажа єи приводит к появлению стати­ческой ошибки по высоте, определяемой из закона управления (10.1):

" ^нАНуСТ АНу^ Єу.

кн

При Е„ = Г установившаяся ошибка по высоте достигает 50 м.

Неточность измерения высоты ен полностью переходит в установив­шуюся ошибку стабилизации высоты. Такие ошибки для современных аналоговых корректоров высоты составляют до 0,1% от диапазона измере­ния высоты, т. е. до 10 м на высоте 10 км. ‘

Зона нечувствительности сервопривода руля высоты, приведенная к углу тангажа и составляющая до 0,5°, приводит к статическим ошибкам по высоте до 30 м. Таким образом, суммарная погрешность стабилизации высоты с помощью САУН может достигать десятков метров. Разрегули­ровки передаточных коэффициентов закона управления снижают качество переходных процессов и точность управления.