Системы автоматического управления боковым траекторным движением на маршруте

Принцип действия. При длительном полете в условиях действия боково­го ветра самолет «сносится» ветром с линии заданного пути. Этому не может препятствовать автопилот курса, который стабилизирует положение продольной оси самолета в горизонтальной плоскости. Для стабилизации 338

Рис. 10.12. Функциональная схема системы автоматического управления курсом с учетом угла сноса

самолета на ЛЗП необходимо стабилизировать не продольную ось самоле­та, а положение вектора путевой скорости Vn. Тогда продольная ось самолета должна быть развернута навстречу ветру на угол сноса.

Углом сноса рсн называется угол, заключенный между горизонтальной проекцией вектора воздушной скорости V и вектором путевой скорости^’ V Он отсчитывается вправо (положительный Рсн) и влево (отрицатель­ный рсн) от вектора V и определяется как отношение значения боковой составляющей ветра Wz к значению воздушной скорости V: Рсн = WZ/V.

Система автоматического управления курсом с учетом угла сноса (САУщ^рбеспечивает стабилизацию и управление боковым траекториям движением самолета в крейсерском полете путем отклонения элеронов при возникновении рассогласования между текущим и заданным значениями курса с учетом значения угла сноса.

Типовой закон управления САУ в режиме стабилизации и управления курсом с учетом угла сноса имеет вид:

5сау# = (у ) , у Ц (А|/зк_ рсн), Д|/зк= узк_ V|/K

х ДО 33)

В состав системы входят (рис. 10.12) датчик угловой скорости крена ДУС, датчик угла крена-гировертикаль ТВ, датчик курса-курсовая систе­ма КС, задатчик курса ЗК, датчик угла сноса-доплеровский измеритель скорости и угла сноса ДИСС, формирователь рассогласования между текущим и заданным значениями курса с учетом угла сноса-пилотажно­навигационный прибор ПШІ, формирователь приращения заданного угла крена-вычислитель ВСАУф вычислитель автопилота ВАПу, усилитель У и рулевая машина элеронов РМЬЭ.

Система работает следующим образом. Пусть до включения этого режима САУ работала в автопилотных режимах стабилизации курса или управления заданным курсом, как это было описано в параграфе 9.3. Продольная ось самолета удерживалась на ЛЗП, текущий курс самолета равнялся заданному и цу = ц^. После включения режима стабилизации курса с учетом угла сноса при появлении бокового ветра ДИСС вырабаты­вает сигнал, пропорциональный возникающему углу сноса ир. В результа-

“ 339

8слУда = к^Юї + кт(у — умд), У зад к„ АрзК + к ДА — ку Рсн> У — Узк* ДА

где Ам, Азад- соответственно текущее и заданное значения азимута маяка; ДА — отклонение от заданного азимута; к* * — передаточный коэффициент по углу крена к отклонению от заданного азимута, определяющий, каким углом крена должен компенсировать самолет отклонение Г по азимуту; к,“- передаточный коэффициент по углу крена к углу сноса. В состав электрогидравлической САУдд (рис. 10.14) входят датчик угловой скорости крена ДУС, датчик угла крена — гировертикаль ГВ, датчик курса-курсовая система КС, задатчик курса ЗК, датчик отклонения от заданного азимута-радиотехническая система навигации РТСН, датчик угла сноса — доплеровский измеритель скорости и угла сноса ДИСС, формирователь отклонения текущего курса от заданного — пилотажно-на — 340

те ПНП формирует сигнал иДі|/

Рис. 10.13. Азимуты маяка и самолета

вигационный прибор ПНП, формирователь приращения заданного угла крена-вычислитель ВСАУАА, вычислитель автопилота с сумматором и усилителем сервопривода и рулевой агрегат элеронов РАЬ3.

Система работает следующим образом. Перед включением режима пилот вручную с помощью задатчика курса устанавливает заданный курс, а с помощью селектора азимута РТСН — заданный азимут линии пути. После включения режима стабилизации заданного азимута самолет разво­рачивается на заданный курс. При этом САУдд сначала работает как автопилот курса перекрестной схемы в режиме управления заданным курсом, а затем как САУ^р. Вектор путевой скорости самолета совме­щается с направлением линии заданного пути на радиомаяк.

При отклонении самолета от заданного азимута, определяющего ЛЗП, РТСН вырабатывает сигнал, пропорциональный этому отклоне­нию Идд.

Вычислитель ВСАУда формирует сигнал приращения заданного угла. крена иДу. Этот сигнал отрабатывается сервоприводом элеронов, и само­лет входит’ в крен, пропорциональный отклонению от заданного азимута. Под действием сигнала с гировертикали иу элероны возвращаются в нейтральное положение. Самолет разворачивается в сторону ЛЗП до тех пор, пока сигнал иДА с РТСН не станет равным нулю. Тогда под действием сигнала с гировертикали иу сервопривод отклоняет элероны в обратную сторону. Самолет выходит из крена и продолжает прямолинейное движе­ние по ЛЗП.

Сигнал иДу, формируемый ПНП, выполняет функции демпфирования траекторных колебаний самолета. Сигнал и р с ДИСС компенсирует действие бокового ветра и способствует управлению положением вектора путевой скорости относительно ЛЗП.

Задача стабилизации самолета на ЛЗП может решаться путем управле­ния путевым углом с использованием навигационного вычислителя. Вы­числитель определяет в каждый момент времени заданный путевой угол ортодромии, соединяющей место нахождения самолета и заданный пункт маршрута.

Рис. 10.15. Функциональная схема системы автоматического управления путевым углом

Система автоматического управления путевым углом (САУу ) обес­печивает стабилизацию и управление боковым траекторным движением самолета в крейсерском полете путем отклонения элеронов при отклонении самолета от заданного путевого угла.

Закон управления САУ в режиме управления путевым углом имеет следующий вид:

"I" УзадХ Узад (Узпу Vk Рсн) > (10.35)

где V3ny — заданный путевой угол.

Система (рис. 10.15) работает следующим образом. При включении

навигационного вычислителя в режим полета по кратчайшему расстоянию он начинает формировать сигнал, пропорциональный заданному

путевому углу. Тогда САУу отрабатывает этот сигнал как САУ>рр. При этом вектор путевой скорости, направленный вдоль траектории кратчай­шего расстояния, обеспечивает стабилизацию центра масс на этой траек­тории.

При действии на самолет внешних возмущений он отклоняется от линии заданного пути (ЛЗП), так как не является устойчивым в боковом траек — торном движении. Для стабилизации самолета на ЛЗП пилот, наблюдая за изменением бокового отклонения по прибору, воздействует на баранку штурвала и отклоняет элероны таким образом, чтобы самолет удерживался на ЛЗП или переходил с одной ЛЗП на другую. Системы автоматического управления боковым отклонением самолета от ЛЗП служат для освобож­дения пилота от необходимости ручной стабилизации и управления само­летом на траектории в горизонтальной плоскости.

Система автоматического управления линейным боковым отклонением самолета от ЛЗП (САУJ обеспечивает стабилизацию и управление боковым траекторным движением самолета в крейсерском полете и во время предпосадочного маневра путем отклонения элеронов при возникно­вении линейного бокового отклонения самолета от ЛЗП.

Простейшая CAyz реализует следующий закон управления элеронами:

Pj 4“ Узад)) Узад — (10.36)

где у, Узад — соответственно текущее и заданное значения угла крена; ку- передаточ­ный коэффициент по углу крена на линейное боковое отклонение, определяющий, на сколько должен измениться угол крена при появлении линейного бокового отклоне­ния от лзп в 1 м. —

В состав аналоговой электромеханической САУ2 (рис. 10.16) входят датчик угловой скорости крена ДУС, датчик угла крена-гировертикаль ТВ, . датчик путевой скорости и угла сноса ДИСС, датчик курса-курсовая система КС, датчик воздушной скорости-система воздушных сигналов СВС, датчик положения самолета относительно наземного радиомаяка — радиотехническая система ближней навигации РСБН, навигационный вы­числитель НВ бокового отклонения самолета от ЛЗП, вычислитель заданного угла крена ВСАУХ, вычислитель автопилота ВАПу, усилитель У и рулевая машина РМЪ3.

САУ^ работает следующим образом. Навигационный вычислитель НВ, используя какой-либо метод счисления пути, непрерывно определяет коор­динаты местоположения самолета в частноортодромической системе коор­динат. При включении САУ в режим стабилизации полета по ЛЗП на вход вычислителя ВСАУХ поступает сигнал uz, пропорциональный боковому отклонению самолета от ЛЗП. Вычислитель формирует сигнал и, про-

і зад

порциональныи заданному углу крена, который подается на сервопривод элеронов СП8Э и вызывает отработку вала рулевой машины. Отработка * происходит до тех пор, пока сигнал обратной связи ижос не уравновесит на входе сумматора С сигнал иу. Самолет изменит угол крена и под действием сигнала текущего угла крена с гировертикали иу сервопривод вернет элероны в балансировочное положение. Самолет начнет разворачи­ваться в сторону ЛЗП с углом крена, пропорциональным боковому отклонению. Это отклонение будет уменьшаться, а вместе с ним будет уменьшаться и сигнал uz с НВ. Равновесие сигналов иу и иу нарушится и сервопривод будет отрабатывать элероны в обратную сторону. Самолет выходит из крена в тот момент, когда 2 = 0.

Управление движением. Рассмотрим процесс устранения воздействия постоянного бокового ветра с помощью САУур. В этом случае самолет

войдет в крен, противоположный направлению ветра, с последующим разворотом его по курсу на угол А|/зк = Рсн. Статическая погрешность стабилизации вектора путевой скорости на ЛЗП будет определяться мо­ментом поперечной статической устойчивости самолета Мхр. В устано­вившемся полете, когда угол сноса становится равным углу скольжения Рсн = Р, этот момент определяется следующим образом:

МхР = mxp S1 ^ р = — mp S 1 ^ рсн. (10.37)

і. І.

При этом самолет получает тенденцию к повороту продольной оси в направлении действия ветра. Для устранения этой тенденции САУ|/Р должна отклонить элероны на определенный угол, чтобы компенсировать момент поперечной статической устойчивости:

S PV2

Мл„з = т!-81^-8, = Мя,.

Отсюда можно определить с учетом (10.37) потребное отклонение элеронов

mf

8э =—- —Т-Рсн •

0Э

шх

Такое отклонение элеронов может быть обеспечено САУ¥р согласно закону управления (10.33) для установившегося режима

(§эА )уст = kYк!"(1|/ЗК — ук — рсн) . (10.38)

Статическая погрешность стабилизации вектора путевой скорости

,хСАУч^

/ VCT

(Ч*зк Vk — Рся)уст J0*

kTk;-

Кроме того, в установившемся режиме должно соблюдаться условие п = 0. Тогда боковая сила ZB, вызванная углом скольжения, должна быть скомпенсирована проекцией аэродинамической подъемной силы, возни­кающей при крене Zy = Ya sin у. При этом потребный угол крена самолета определяется из условия компенсации

В ‘ oV2 dV2

Zp = ср S1 ty — P = ZY = Ya sin у = cy_ S1 sin у.

Учитывая, что угол крена у при этом невелик, получим

(10.39)

Подставим (10.39) в закон управления (10.33) с учетом (10.38)

р

(S“VvP)Km =. — Ц z Рен + Ц ку‘(¥« — V* — Рен) ф 0 • с*.

Таким образом, САУ р с законом управления (10.33) стабилизирует вектор путевой скорости на ЛЗП с некоторой статической ошибкой, значение которой зависит от угла сноса.

Рассмотрим процесс устранения положительного начального линейного отклонения самолета от ЛЗП с помощью CAYZ (рис. 10.17). Будем считать, что в начальный момент времени t0 самолет летит без скольжения Р = О, элероны находятся в нейтральном положении 53(t0) = 0. Отрицательное линейное боковое отклонение 2 в момент времени tx при включении САУ начинает парироваться отклонением элеронов на отрицательный угол SjCtj). Положительный управляющий момент крена Мх§ вызывает поло­жительное приращение углов крена и скольжения. В результате появляется положительное приращение боковой силы А2, которая поворачивает вектор скорости в сторону ЛЗП. Траектория полета самолета искривляется.

Изменение угла скольжения вызывает появление отрицательного стати­ческого момента Мхр, который в момент времени t2 уравновешивает

управляющий момент Мх5 . В резуль­тате суммарный момент крена Мх меняет знак и приращение угла крена уменьшается. САУг в момент време­ни t3 возвращает элероны в нейтраль­ное положение 8Э (t3) = 0 и самолет прямолинейно приближается к ЛЗП.

Вследствие уменьшения значения z САУг к моменту времени 14 отклоня­ет элероны в противоположную сто­рону на положительный угол 53(t4).

Боковая сила меняет знак и вектор скорости поворачивается в горизон­тальной плоскости. Постепенно САУ2 возвращает элероны в нейт­ральное положение 53(t5) = 0 и само­лет выходит на ЛЗП.

Как видно из графиков, идеаль­ный процесс устранения начального отклонения 2 имеет плавный аперио­дический характер. Качество работы CAYZ оценивается по времени окон­чания переходного процесса, полному отсутствию йЯЙМЙЛвму ЭН19ЙВВ0 НЄ-

ререгулирования по боковому откло­нению.

Как следует из изложенного, для плавного вывода самолета на ЛЗП принципиально необходимо присут­ствие в законе управления САУ2 сиг­нала, пропорционального углу крена. Отсутствие этого сигнала привело бы к тому, что в течение всего времени устранения отклонения от ЛЗП САУ2 удерживала бы элероны в отклонен­ном в одну сторону положении. Тог­да при подходе к ЛЗП вектор скорос­ти не совпадал бы с направлением ЛЗП и самолет проскочил бы ЛЗП. Процесс носил бы колебательный ха­рактер. Таким образом, сигнал угла крена в законе управления САУ2 слу­жит для демпфирования боковых тра­єкторних колебаний самолета.

Для получения переходных процессов хорошего качества в закон управ­ления САУХ дополнительно вводят сигнал, пропорциональный скорости линейного бокового отклонения 2. Тогда приращение заданного значения угла крена определяется следующим образом:

АУзад= — kjz — k*z, (10.40)

где Ц-передаточный коэффициент по углу крена при изменении скорости линейного бокового отклонения.

Рассмотрим процесс устранения начального линейного отклонения самолета от ЛЗП г с помощью САУ2 с пропорционально-дифферен­циальным управлением (10.40), представленный на рис. 10.18. При включении САУ в момент времени П элероны отклоняются на от­рицательный угол 8ДП), пропорциональный величине 2. Положительный управляющий момент крена Мх5 вызывает положительное приращение углов крена и скольжения. Самолет разворачивается в сторону ЛЗП и появляется скорость бокового отклонения 2 положительного знака. В момент времени, t2, когда установится равновесие сигналов, пропор­циональных 2, 2 и Ду, САУ2 вернет элероны в нейтральное положение §3(t2) = 0. Самолет с определенным углом крена продолжит разворот в сторону ЛЗП, увеличивая скорость 2. К моменту времени t3 САУХ отклонит элероны на положительный угол §3(t3) и самолет будет выхо­дить из крена.

Когда скорость отклонения г станет эквивалентна отклонению 2, само­лет выйдет из крена и элероны установятся в нейтральное положение 83(U)—0- Дальнейшее уменьшение 2 вызовет отклонение элеронов на положительный угол S3(t5). Это приведет к крену самолета в сторону, противоположную ЛЗП. В момент времени t6, когда установится равно­весие сигналов, пропорциональных 2, 2 и Ду, САУг вернет элероны в нейтральное положение 53(t6) = 0. Самолет с определенным углом крена 346 .

разворачивается от ЛЗП, уменьшая скорость 2. К моменту времени t7 сау2 отклонит элероны на отрицательный угол 63(t7) и самолет будет выходить из крена. Плавное уменьшение сигналов, пропорциональных z, 2 и Ау, вызовет отработку элеронов в нейтральное положение 63(t8) = 0. Таким образом осуществляется s-образный апериодический вывод само­лета на ЛЗП без перерегулирования. Рассмотрим процесс устранения САУ2 действия постоянного бокового ветра, представленный на рис. 10.19.

Первоначально самолет увеличивает угол скольжения на величину APW = W^o. Самолет приобретает боковое ускорение по направлению ветра и его центр масс также начинает следовать по направлению ветра. сау2 отклоняет элероны пропорционально возникшему рассогласованию 2. Это создает отрицательное приращение угла скольжения и поворачивает вектор скорости самолета снова в горизонтальное положение. Одновре­менно происходит увеличение приращения углов крена и рыскания. При­ращение угла скольжения становится равным нулю, а угол рыскания — равным приведенному к ветру углу скольжения с обратным знаком — APW. Изменение угла крена вызовет сначала возвращение элеронов в нейтраль­ное положение, а затем отклонение элеронов в противоположную сто­рону. По мере нарастания г элероны вновь будут возвращены в нейтраль­ное положение. Таким образом, САУг с законом управления (10.36) является статической по отношению к ступенчатому боковому ветру.

Если начальное боковое отклонение в момент включения режима ста­билизации на ЛЗП превышает определенное значение zmax, то сигнал, пропорциональный 2, будет ограничен определенным постоянным значе­нием k?: zmai. Самолет войдет в крен, не превышающий заданный, и будет разворачиваться в сторону ЛЗП до тех пор, пока сумма сигналов от двух переменных управления 2 и 2, имеющих при сближении с ЛЗП разные знаки, не станет равной нулю. Тогда самолет будет подходить к ЛЗП при нулевом угле крена с некоторым углом сближения

Когда самолет подойдет к ЛЗП на расстояние г ^ zmax, сигнал по скорости сближения к? 2 станет по абсолютному значению больше сиг-

&

нала кї ги самолет войдет в обратный крен, постепенно приближаясь к ЛЗП

Особенности законов управления. Режим автоматической стабилизации и управления курсом с учетом угла сноса предусмотрен в системе САУ-62 (рис. 10.20). Закон управления имеет следующий вид:

§э = кю>сох + kT^ — FTt Т” TfMI1 = FiVAvHtin,

1 Т (10.41)

= т. , і — V. “ Рои)>

1 ур + і

1 мри Дчг^п;

*

У зад 1 jl ^ *

при Аущш > ДУнпл ■

У МД

Аналогичным образом построена система САУ-86. Отличие заклю­чается в схеме формирования заданного курса, в которой задатчик курса размещается на пульте управления. В качестве датчиков угла крена и курса используются инерциальная курсовертикаль (ИКВ) и базовая система курса и вертикали (БСКВ).

Режим автоматического управления отклонением от заданного азимута предусмотрен в системе САУ-154 (рис. 10.21). Закон управления можно представить так:

То,.Р 1

———— cox + kYFAY[FTY-P————- — тУмд],

ТиР+1 ?р+’

где Fy, FAy, FY3aa, F^-нелинейные звенья с насыщением, обеспечивающие огра­ничение управляющих сигналов; Т¥, TY, ТА, Тр — постоянные времени апериоди­ческих фильтров.

Закон управления системы САУ-62 в режиме автоматического управле­ния путевым углом имеет следующий вид:

Чтобы не допустить формирования слишком больших управляющих воздействий на элероны при значительных отклонениях самолета от ЛЗП, в законах управления САУ2 применяются ограничивающие звенья с линей­ным ростом сигнала в рабочей зоне управления и насыщением за пре­делами этой зоны.

„Г*.,-

	Рис. 10.23. Функциональная схема цифроаналоговой системы автомати­ческого управления боковым траек — торным движением самолета на мар­шруте
А, 8,
** СПб,
Шх
БВУП
_г, Пг,	сп8н
ИНС

 

Кроме того, сигнал приращения заданного угла крена пропускается через высокочастотный апериодический фильтр с постоянной времени Т.^ . Тогда составляющая закона управления САУг

1

. Узад =—————- [ Р (2) + Р (2) ] , (10.44)

Т, р+1

. (ад1

-Цг, UzmB;

• kz 7. ЛУ£Ш9Д*

z>zmal.

Таким образом обеспечивается автоматическая стабилизация с по­мощью САУ-154 (рие. 10.22).

Цифроаналоговые системні автоматического управления боковым траск-

торным движением самолета на маршруте. В современных цифровых пило­тажно-навигационных комплексах формирование траектории полета в бо­ковой плоскости осуществляется в вычислительной системе самолетовож­дения (ВСС). Эта система ~ задатчик угла крена. Формирование закона управления элеронами осуществляется в блоке вычислителя управления полетом БВУП (рис. 10.23). Датчиком угловой скорости крена, утла крена и боковой перегрузки является инерциальная система ИНС. В структурной схеме (см. рис. 9.22) на вход сумматора 1 в режиме полета по сигналам ВСС подается сигнал заданного крена узад.