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.