О координированном управлении боковым движением самолета

Вопросы координированного управления боковым движением самолета весьма подробно рассмотрены в ряде работ, например [3].

по

В этих работах показано, что при строгой постановке задачи не — 5ходимо учитывать тесную связь движений крена и рысканья, этом случае оказывается необходимым использовать полную сме­ту уравнений бокового движения (1.44). Для возможно более Цочного выполнения условия р=0 во время переходных процессов и установившемся движении необходимо, чтобы между каналами |срена и рысканья (курса) существовали взаимные (перекрестные) ‘связи.

Такие системы называются системами связанного регулиро­вания.

Однако даже в системах связанного регулирования боковым ^движением самолета практически невозможно добиться «идеальной роординации» на всех режимах полета. Необходимость и целесооб­разность введения тех или иных перекрестных связей в основном ївисят от характеристик боковой устойчивости и управляемости Самолета, характеристик возмущающих воздействий, а также требо­ваний, предъявляемых к точности стабилизации р=0.

На дозвуковых самолетах гражданской авиации при автомати­ческом управлении на всех этапах полета, в том числе и при заходе |на посадку, требования к системе самолет — автопилот в отноше­нии скольжения сводятся к следующему. При отсутствии лостоян — |ых возмущающих воздействий скольжение во время переходных Процессов должно быть небольшим, а в установившемся движе­нии — отсутствовать. При воздействии на самолет постоянных возмущений, связанных с несимметричностью тяги двигателей, мо — їєт быть допущено небольшое скольжение. Таким образом, в це — Чом перечисленные требования можно считать сравнительно прос­тыми.

Следует также иметь в виду, что крены на пассажирских само­летах, как правило, не превышают 15—20° в маршрутном полете 10—15° — на посадочной прямой, причем угловые скорости крена )авнительно невелики.

p}kз -1 — р) = 0; р2Ф — я*, />■■!> + я? Э — п»Ья +

Учитывая сказанное, координированное управление боковым вижением самолета может быть осуществлено за счет соответ — гвующего выбора закона управления рулем направления (канал Чрса). Уравнения бокового движения возьмем в виде:

Эти уравнения получаются из первого и третьего уравнений сис — Шы (1.44) после исключения из них членов, содержащих угол [>ена и его производную, и, следовательно, они описывают движе — їе самолета относительно оси Оу. Второй член в правой части эрого уравнения (3.44) отражает действие возмущений относи — кльно оси Оу.

Ill

Решив систему (3.44) относительно 0, можно получить следую­щую зависимость:

Р2Р+ 4’Лф)/,Р4“(^Р Лф +^р )? = «5Н^Н+ •

Из нее следует, что в отношении скольжения самолет с зажа­тым рулем направления (бн=0) ведет себя как колебательное. звено

с частотой собственных колебаний 2 = VI 3 щ —щ и коэффици-

kр + П;

ентом относительного затухания £ =—————— ■’*’ —, которые опре-

2 V h %+ лр

деляются характеристиками самолета туу, /у) и режимом

полета. Даже без автопилота движение устойчиво.

Действие возмущения AMy=const в установившемся движении * Д Af и

вызывает скольжение = ————— ———- .

r ^ h (йв + «а )

Из второго уравнения (3.44) видно, что при зажатом руле на­правления, даже при отсутствии возмущающих воздействий (ДЛ4У=0), во время разворота самолета с постоянной угловой ско­ростью 4? возникает скольжение

Д? і “—Ц. (3.45)

п р

Применение автопилота (канал курса) направлено на повыше­ние устойчивости движения и уменьшение скольжения в установив­шемся движении.

Допустим, что используется автопилот с законом управления

8н=——(3.46)

и уравнение системы самолет — автопилот имеет вид:

/>2Р “Ь (^р 4*4" ^ ^ ^ пі> 4“лр + ) Р ~

В этом случае:

Q = У»kз ft;h — f tl’i -~rtbj-

** + Лф + Vfj

Afi, f =——— ^——- y (*p + rtp ■+* і

2Vk$ ni+лр + %/p;
ДЛІ,

Увеличение передаточного отношения /р уменьшает скольжение на развороте и при ступенчатых возмущающих воздействиях. С ростом передаточного отношения щ повышается демпфирование системы.

Для реализации закона управления (3.46) необходимы сигналы Р и р. Получение этих сигналов, особенно сигнала р, сопряжено с большими трудностями. Вместе с тем оказывается возможным за­менить сигнал р в законе управления типа (3.46) сигналом ф, получение которого не вызывает затруднений. В этом случае урав­нение системы самолет — автопилот приобретает вид:

Р2? + (*? +Ч + п*л ) — I- (*э + Яр + Лр «6Н /.Ї, +

і • q

+ )Р = —:— *

Здесь нужное демпфирование можно получить, варьируя пере­даточное отношение Ц. Скольжение на развороте при таком за — ■Коне управления

п. — ь пь І.

! др. =———- І——— .

V nR H" h

В числителе этого выражения имеется член, способствую­щий увеличению скольжения. От него можно избавиться, если сиг­ал іфф. пропустить через изодром. В таком случае закон управ­ления приобретает вид:

тр

тР + і

В некоторых модификациях автопилота типа АП-28 в режиме равления используют подобный закон управления, но не имею — ий члена, пропорционального р, т. е.

§н= — /:

ф Тр +

Ш При использовании закона управления типа (3.49) скольжение

a развороте определяется уравнением (3.45).

В автопилотах типа АП-6ЕМ-ЗП закон управления канала кур — имеет вид:

f; 8н= — *ф/»Ф+і*н(Уз—y)-

0, D

щ Второй член уравнения является сигналом перекрестной связи

з канала крена в канал курса. Передаточное отношение /уй харак- v еризует отношение угла отклонения руля направления к углу от — ,|&яонения текущего крена от заданного. Для определенных режи — полета можно подобрать такое значение передаточного от — ения что при развороте скольжение отсутствует. Однако

при действии возмущения и в этом случае скольжение будет иметь место.

Для получения астатизма по р на развороте и при действии возмущений используются автопилоты со скоростной обратно! связью.

В качестве примера рассмотрим канал курса системы автоматического управ ления САУ-1Т, в которой реализован закон управления

рЬи = — /р nz — /ф рЦ, (3.50,

где пг — сигнал боковой перегрузки, снимаемый с датчика горизонтальных ус­корений.

Нетрудно показать, что в данном случае сигнал датчика горизонтальных ус­корений может рассматриваться как сигнал скольжения. Поэтому закон управле­ния (3.50) равносилен закону J

/йн = — fp Р — [16];ЬР2’^

Используя уравнения самолета (3.44) и закон управления автопилота (3.51) можно получить передаточную функцию

= (р)

У Му

р

1у(Р3 + (*р + Лф + л6н /ф ) /?2 + (Аэ /ь + п4* «он гф ) + *р )

Поскольку в установившемся движении Фл*^(0)=0, т° (0)ДЛ4^=Гг.

Нетрудно также убедиться, что в установившемся развороте (/Mp=*const) ДВ. 0.

ф

Очевидно, что сказанное о законе управления (3.50) распространяется и п і

закон управления

Р

применяемый в автопилотах с жесткой обратной связью.

Приведенные выше зависимости позволяют рассмотреть основ­ные вопросы координации управления боковым движением и могут быть также использованы для приближенных расчетов. Оконча­тельный выбор передаточных отношений обоих каналов автопилота осуществляется при моделировании и в летных условиях.

Необходимо заметить, что сказанное о канале курса не относит­ся к режиму приземления. При приземлении возможность создания центростремительной силы для управления боковым движением за счет крена практически почти полностью исключается. В связи с этим функции канала курса на этом этапе становятся другими. Вопросы управления боковым движением самолета при приземли нии будут затронуты нами позднее.