ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ ЦИФРОВЫХ СИСТЕМ. УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ

1.1. Бортовые системы управления полетом современных самолетов

Расширение диапазонов изменения скоростей и высот полета привело к значительному изменению конструкции современных са­молетов и связанному с этим ухудшению пилотажных характерис­тик, поэтому появилась необходимость создания специальных авто — маїпческих систем, облегчающих пилотирование.

Различают три способа пилотирования: автоматическое, полу­автоматическое (директорное) и ручное [10].

Режим автоматического пилотирования характеризуется тем, что пилот находится вне контура управления. Он только наблюдает за сигналами устройств индикации и сигнализации, не перемещая ры­чагов управления. Перемещение органов управления осуществля — I гея следящими приводами по сигналам автоматических устройств.

Режим полуавтоматического пилотирования характеризуется тем, что пилот выполняет роль следящей системы. Наблюдая за нуль-индикаторами (директорными приборами) и перемещая рыча — I и управления, пилот отрабатывает сигнал рассогласования, фор­мируемый автоматическими устройствами.

Режим ручного пилотирования характеризуется тем, что пилот самостоятельно принимает решение и осуществляет то или иное действие, перемещая рычаги управления. "При этом он использует собственные наблюдения окружающей обстановки и принимает ин­формацию, поступающую от штурмана, диспетчера и от устройств іпгиікацни и сигнализации.

В настоящее время система автоматического управления поле — п)м превратилась из средства, только облегчающего пилоту про­месс пилотирования самолетом, в средство, обеспечивающее эффек — 1 шиную эксплуатацию современного самолета [27]. Это привело к увеличению количества задач, решаемых бортовыми системами автоматического управления, усложнению методов проектирования, испытания и эксплуатации таких систем.

Па современном гражданском самолете разнообразные бортовые системы и подсистемы управления полетом составляют сложный навигационно-пилотажный комплекс оборудования (НПК), который

обеспечивает взлет самолета, полет по маршруту и посадку на за­данный аэродром при любых погодных условиях.

Проектирование таких комплексов должно вестись с привлече­нием теории больших систем и может быть облегчено введением четких границ, разделяющих НПК на более простые комплексы и подкомплексы. Сложная система, к которым относится НПК, может быть разбита на части различными способами по различным приз­накам.

Обычно НПК делится на два комплекса: навигационный и пило­тажный.

Навигационный комплекс (НК)—это комплекс оборудования, определяющий заданную опорную траекторию полета центра масс летательного аппарата, выдающий информацию об отклонении центра масс от опорной траектории и информацию о текущем поло­жении центра масс летательного аппарата в пространстве.

В состав НК может входить цифровая или аналоговая вычисли­тельная машина, которая в ряде случаев вырабатывает управляю­щие сигналы в пилотажный комплекс.

Пилотажный комплекс (ПК) —это комплекс оборудования, осу­ществляющий стабилизацию центра масс летательного аппарата на заданной опорной траектории и управление его поворотом вокруг центра масс с обеспечением требуемых пилотажных характеристик к безопасности полета при автоматическом, полуавтоматическом и ручном пилотировании.

Границей между НК и ПК служат те переключающие устройст­ва, которые отключают сигналы отклонения центра масс ЛА от опорной траектории, поступающие из НК в ПК на режимах полу­автоматического и автоматического пилотирования.

Навигационно-пилотажный комплекс может быть разделен на следующие части: комплекс датчиков первичной информации, вы­числительный комплекс, комплекс исполнительных устройств, комп­лекс индикации пилотажной и навигационной обстановки.

В последний комплекс входят все устройства, преобразующие для экипажа электрические сигналы в визуальную и звуковую форму.

Рассмотрим подробнее пилотажный комплекс. В работе [5] бы­ло предложено разделить ПК тяжелых самолетов на два подкомп­лекса: систему тракторного управления и систему штурвального управления.

Обобщенная функциональная схема ПК показана на рис. 1.1. Система траєкторного управления (СТУ), состоящая из двух частей (системы формирования командных сигналов и системы отработки сигналов рассогласования), предназначена для стабилизации цент­ра масс летательного аппарата на заданной траектории и управле­ния поворотом летательного аппарата вокруг центра масс.

Аппаратурный состав и структура СТУ определяется совокупно­стью пилотажных задач. К числу таких задач относятся управление высотой н скоростью полета, а также угловым положением самоле­та. Система штурвального управления (СШУ), состоящая из двух

Рис. 1.1. Обобщенная функциональная схема пилотажного комплекса

частей (системы перемещения органов управления и системы улуч­шения пилотажных характеристик), предназначена для обеспече­ния требуемых пилотажных характеристик (демпфирования, устой­чивости и управляемости) и предотвращения возможности выхода самолета на опасные режимы при автоматическом, полуавтомати­ческом и ручном пилотировании.

Аппаратурный состав и структура СШУ определяются аэродина­мическими и геометрическими особенностями конкретного летатель­ного аппарата.

Границей между СТУ и СШУ являются те переключающие уст­ройства, которые могут отключить управляющие команды, поступа­ющие из СТУ в СШУ в процессе автоматического пилотирования. 15 этом случае информация об отклонении центра масс летательно- ю аппарата от заданной траектории и информация о повороте ле — інтельного аппарата вокруг центра масс поступает из СТУ только па индикаторы и сигнализаторы.

Система штурвального управления должна работать при каж­дом из трех возможных способов пилотирования. Она органически связана с самолетом и вместе с последним образует «самолет с ірсбуємьіми пилотажными характеристиками». Если пилотажные характеристики самого самолета удовлетворяют требованиям, то необходимости в специальной подсистеме улучшения пилотажных характеристик не возникает. Но, с другой стороны, для самолетов, пилотирование которых невозможно без автоматических устройств, указанная подсистема должна быть спроектирована и установлена па самолете в первую очередь, чтобы обеспечить нормальные испы — 1ННУ1Ы1ЫС полеты. Разделение ПК на СШУ и СТУ открывает более широкие возможности проведения унификации оборудования пило — іажпоіо комплекса, ибо структура СШУ определяется конструктив­ными особенностями конкретного самолета, в то время как струк-

Рис. 1.2. Контуры подсистем улучшения пилотажных характеристик: МЭТ — механизм эффекта триммирования; ДОК —датчик отклонения колонки штурвала: ДУС — датчик угловых скоростей; ДЛУ — датчик линейных ускорений; Ф, — фильтры в цепях улучшения демпфирования, устойчивости и управления

тура СТУ определяется решаемыми задачами. Самолеты разной конструкции, но предназначенные для решения одних и тех же за­дач, могут иметь разные СШУ, но однотипные СТУ, и наоборот, самолеты одной и той же конструкции, но предназначенные для выполнения разных задач, могут иметь одинаковые СШУ и разно­типные СТУ. Требования по безопасности к этим двум системам также разные: СШУ, без которой бывает невозможным ручное пи­лотирование, должна быть абсолютно надежной с многократным резервированием, в то время как степень резервирования СТУ мо­жет быть меньше.

Работоспособность такой сложной системы как пилотажный комплекс может быть полностью проверена только в летных испы­таниях. Наземные испытания на стендах и тренажерах могут прой­ти лишь отдельные элементы, узлы и подсистемы. Сроки проектиро­вания, изготовления и испытаний отдельного комплекса для сов­ременного тяжелого гражданского самолета очень велики. Если учесть стоимость всей системы в целом, то становится ясным, что проектирование такой системы должно вестись с учетом современ­ных достижений теории больших систем. В первую очередь, это от­носится к вопросу иерархического построения системы. В последние годы работы в области проектирования систем управления полетом [2, 20] намечают последовательность проектирования системы управления полетом по отдельным динамическим контурам, начиная с внутренних контуров СШУ. На рис. 1.2 показаны контуры и цепи, входящие в подсистему улучшения пилотажных характеристик в продольной плоскости. Контур улучшения демпфирования замыка­ется через датчик угловой скорости (ДУС), контур улучшения устойчивости через датчик линейных ускорений (ДЛУ). Цепь улуч­шения управляемости передает электрический сигнал, пропорцио­нальный отклонению штурвала, через подстраиваемый коэффициент на привод СШУ. Соответствующие корректируемые коэффициенты могут быть установлены в цепях ДУСа и ДЛУ. Корректировка ко­

в)

ч і амолет с требуемыми пилотажными характеристиками в продольной плоскости; Д — «мі піл от системы траєкторного управления ; — угловая скорость тангажа; ММОі-ма-

• 11 ическая модель короткопериодического движения самолета; 6 — контур стабилизации

vi итого движения самолета вокруг центра масс по тангажу; ft заданный угол тайга* жн; Ф — текущий угол тангажа; Фо — фильтр в контуре стабилизации угла тангажа сэмо — I ММО2 — математическая модель угловых движений самолета; в — контур стабнли* І-ЩІШ центра масс самолета на высоте; //#— заданная высота полета; Я — текущая высо — I полета; Фн — фильтр в контуре стабилизации положения центра масс самолета; ММОз — математическая модель движения центра масс самолета

(ффициентов ведется от параметров высоты, скорости и скоростного капора. Необходимость в такой коррекции возникает на самолетах, тающих в широком диапазоне изменения параметров окружаю­щей среды.

Динамические контуры СШУ являются внутренними по отноше­нию к динамическим контурам СТУ. К последним относятся конту­ры стабилизации углового положения самолета и контуры стабилн — іаііми центра масс самолета на заданной траектории (см. рис. 1.3).

При проектировании СТУ характеристики контуров СШУ счита­ют! заданными. Если окажется, что при замыкании какого-либо инешнего контура возникает необходимость проводить коррекцию, и> іакня коррекция должна проводиться только за счет фильтров, располагаемых либо в прямой, либо в обратной цепях внешнего контура. При проектировании каждого последующего контура і і ру in ура и характеристики внутреннего контура считаются задан­ными Если при формировании входного сигнала какого-либо кон — I pa ( IV, обеспечивающего заданный режим полета, потребуется информации с датчиков, входящих в СШУ, то такая информация іджма использоваться без переключения цепей в контурах СШУ. опік линий метод проектирования системы управления полетом ■ трап предпосылки для унификации структуры, уменьшает коли — чг гио переключений в цепях, упрощает решение задачи обнаруже — п, їй и устранения отказов в отдельных контурах. Такой метод может

Л

быть реализован при намечающейся в последние годы тенденции к микроминиатюризации электронной аппаратуры. Особенно боль­шие преимущества могут быть получены при переходе к бортовым цифровым вычислительным машинам (БЦВМ.).

На гражданских самолетах СШУ проектируется как система не­прерывного действия. Создание высоконадежных, быстродействую­щих и малогабаритных БЦВМ открывает пути к созданию цифро­вых подсистем улучшения пилотажных характеристик. Еще боль­шие перспективы открываются при использовании цифровой техни­ки для решения задач СТУ.