ДИНАМИКА ПОЛУАВТОМАТИЧЕСКОГО. И АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ. § 1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

й Выход самолета на посадочную траекторию, задаваемую назем — ■ными радиотехническими средствами, и последующее удержание на представляет собой частный случай задачи стабилизации цент — масс самолета на заданной в пространстве траектории. В общем учае задача стабилизации центра масс самолета на траектории начительно сложнее задачи стабилизации угловых положений са­молета относительно центра масс. Остановимся на этом вопросе бо — jjee подробно.

^ Рассмотрим одну из простейших задач стабилизации угловых ■^Воложений самолета — стабилизацию крена в прямолинейном поле — В этом случае летчик должен выдерживать крен самолета рав — ‘:|$шм нулю. Иначе говоря, в данном случае заданный крен у3=0. Ре — $Яїая эту задачу, летчик анализирует информацию о текущем (дей- .у^іетвительном) крене самолета, получаемую от авиагоризонта, и ^^соответствующим образом воздействует на штурвал, отклоняя эле­роны. Зависимость угловой ско­рости крена и крена от отклоне­ния элеронов была выяснена в 6 гл. 1. По мере уменьшения Крена летчик соответственно

уменьшает отклонение элеронов Рис. 3.1. Контур управления креном •С тем, чтобы к моменту возвра­щения самолета к горизонтально­му положению элероны находи­лись в нейтральном положении.

С учетом сказанного контур уп­равления креном имеет ВИД, пред — риС 3 2. Структурная схема управле — ставленный на рис. 3.1. ния креном

P(P*lj

W, Ip) і, Э P(J> + 1- ) + Wk(J>) h I 9

х 7з

®І. М=

(3.1)

 

Если полагать, что летчик работает как простое усилительное звено (Wa(p) =kn), то передаточная функция (3.1) представляет собой передаточную функцию колебательного звена. Частота Q собственных колебаний и коэффициент § относительного затуха­ния этого звена определяется параметрами /аэ, и коэффициентом усиления &л:

.2=/^; Е = —.

9

Иногда оказывается, что коэффициент относительного затуха­ния в рассматриваемой системе мал. Для его увеличения (Необходи­мо, чтобы летчик реагировал не только на сигнал Д, у, но и на его производную. В таком случае WB(p) = ka(l + k’p).

Следует сказать, что после относительно небольшой тренировки летчик удовлетворительно реагирует на угловую скорость крена. Подробно на возможностях летчика как оператора, включенного в контур управления, мы остановимся в следующем параграфе.

Передаточная функция (3.1) справедлива для линейной системы управления креном. В действительности процесс управления кре­ном выходит за рамки линейной задачи, так как при пилотирова­нии летчик должен наблюдать показания не только авиагоризонта, но и других приборов. Восприятие информации, в том числе и о кре­не самолета, имеет при этом дискретный характер. Воздействие летчика на органы управления также является дискретным.

Еще более сложной оказывается задача стабилизации курса са­молета. Структурная схема контура управления курсом для случая, когда центростремительная сила создается за счет крена (р=0), показана на рис. 3.3. Система уравнений, описывающая динамику

.равления курсом, имеет более высокий порядок, чем в случае уп — авления креном.

Для реализации удовлетворительных переходных процессов по рсу летчик должен иметь информацию об отклонении от задан­но курса и о скорости изменения этого отклонения. Указанную формацию он получает с помощью компаса (курсовой системы) авиагоризонта.

Напомним, что в гл. 1 была показана связь между угловой око — стью рысканья и креном самолета:

Ф — Д — у

Т V *’

В зависимости от величины отклонения текущего курса самоле — от его заданного значения: Д, ф=ф3—ф, летчик меняет крен са — іета. Поэтому задачу стабилизации курса самолета можно пред­авать состоящей из двух более простых задач.

Первая из них заключается в выработке решения (команды) іігом, каким должен быть крен самолета в данный момент, чтобы, іечивая в конечном итоге Д, ф=0, характеристики переходного зцесса по курсу были удовлетворительными. Иначе говоря, тре — ется определить зависимость уз=/(Д/ф).

• Вторая задача сводится к обеспечению условия Д, у=у3—у — 0- мы рассмотрели выше.

Подобным же образом можно поступить, рассматривая задачи равления положением центра масс самолета. Остановимся на од — из задач этого типа — стабилизации центра масс самолета на ‘данной траектории в боковом движении. Для ее решения летчику -бходима информация о боковом отклонении A, z самолета от ‘анной траектории, о первой и второй производных от этого от — "нения. Подробно это рассмотрим в § 4 этой главы. Пока лишь етим, что, решая данную задачу, летчик должен наблюдать и лизировать показания трех приборов( рис. 3.4). Информация об "онении Д, ф текущего курса от заданного используется в каче — е информации о скорости (первой производной) отклонения гра масс самолета от заданной траектории, что справедливо при

гствии бокового ветра: г= УД, ф.

‘..Тогда с учетом уравнения (3.2) становится очевидной зависи — ь между второй производной отклонения и креном самолета:

Рис. 3.5. Структурная схема с системой полуавтоматического управления

Z^g^. (3.3′;

Система уравнений, описывающих рассматриваемую задачу как линейную, имеет четвертый порядок. При некоторых условиях за­дача может быть расчленена на две, каждая из которых описывает­ся уравнениями второго порядка.

Первая из них заключается в определении зависимости уз=/(А;г, Д, z). Вторая по-прежнему состоит в обеспечении условия Л/Y=0.

Разумеется, такое деление одной сложной задачи на две прос­тых является условным, так как летчик решает одну общую задачу. Мы прибегли к такому делению, чтобы проанализировать процесс управления и возможные пути его автоматизации. Подобным уп­рощающим приемом мы уже пользовались в гл. 1, когда при рас­смотрении продольного движения самолета разделили его на ко­роткопериодическое и длиннопериодическое. В данном случае про­должительность переходных процессов креноївого и траєкторного движений различается в 5—10 раз и более.

Первая задача связана с получением, анализом и обобщением информации о параметрах движения самолета и выработке на этой основе заданного крена. Она носит в основном (вычислительный ха­рактер и, как правило, требует для качественного решения спе­циальной тренировки, особенно тогда, когда необходимы высокие точность и качество стабилизации самолета на заданной траекто­рии, например, при заходе на посадку.

, Применение в подобных случаях устройств, автоматизирующих решение этой задачи, позволяет существенно упростить работу лет­чика. Такие устройства, получившие название систем полуавто­матического или дирек торного управления (рис. 3.5). широко используются на самолетах гражданской авиации уже бо­лее десяти лет. Управление самолетом с использованием этих сис­тем называют полуавтоматическим или директорных. Поскольку системы полуавтоматического управления применяют для решения задач стабилизации самолета на заданной траекто­рии, то очень часто их называют системами траєкторної управления.

С некоторыми общими вопросами полуавтоматического управ­ления мы познакомимся в следующем параграфе. Принципы дей­ствия систем полуавтоматического управления, применяемых пре
^заходе на посадку, будут подробно рассмотрены в § 4 и 5 этой. главы.

Задача стабилизации заданного крена решается летчиком в те­чение всего времени полета. Поэтому он настолько натренирован — в ее решении, что делает это практически рефлекторно. Однако да — же в тех случаях, когда самолет обладает хорошими характеристи­ками устойчивости и управляемости, длительное пилотирование са — |^молета вручную утомительно для летчика. Из сказанного следует, для облегчения работы летчика в маршрутном полете, где тре­стований к точности выдерживания заданной траектории несрав — .#ненно меньше, чем при заходе на посадку, в первую очередь необ — -|£&одимо автоматизировать стабилизацию самолета относительно центра масс. Это задача решается с помощью автопилотов. Их ■Жпринцип действия и устройство подробно освещены во многих кни — рах, например [3], [29], [32]. Поэтому этих вопросов мы коснемся ^весьма кратко в § 3 этой главы.

Разумеется, целесообразно освободить летчика от управления самолетом вручную и при заходе на посадку несмотря на относи­тельную кратковременность этого этапа. Дело в том, что общая іагрузка летчика во время захода на посадку резко увеличивается |jip сравнению с этапами маршрутного полета. Кроме того, точность габидизации угловых положений самолета автопилотом выше, чем |,при ручном управлении, что в конечном счете сказывается на точ — ^•йости стабилизации самолета на посадочной траектории.

Структурная схема системы автоматического управления поло — •*к<экением центра масс самолета (рис. 3.6) отличается от схемы, по — ^к&занной на рис. 3.5, тем, что вместо звена с передаточной функци­ей Wx(p) летчика включено звено с передаточной функцией Wa(p) ^.автопилота, стабилизирующего заданный крен. Кроме того, в дан — ;1Йом случае система полуавтоматического управления названа си­стемой траєкторного управления.

..Возможность использования автопилота на малых высотах и "’скоростях полета зависит от решения ряда проблем. Наиболее /Сложна из них проблема обеспечения безопасности автоматическо­го полета. Если в случае отказа автопилота безопасность полета не Обеспечена, то такой автопилот использовать нельзя. Малая высота ‘ яолета обуславливает более высокие требования к безопасности йолета при заходе на посадку, чем в маршрутном полете. Вопросы ^^езопасностн автоматического полета будут подробно рассмотрены гл. 4.

До сих пор мы говорили об управлении боковым движением самолета. Однако все сказанное в принципе может быть отнесено и к управлению продольным движением. При рассмотрении общей задачи управления продольным движением самолета на заданной траектории ее можно также условно разбить на две более простых. Одна из них обычно сводится к определению заданного угла тан­гажа в функции продольного отклонения самолета от заданной траектории: А3=/(Д,#), а вторая — к обеспечению условия Д,0 =

=Аз—0=0.

Возможны и другие варианты разделения общей задачи управ — , ления продольным движением.