Точность стабилизации самолета на курсовой линии

Одним из важнейших требований, предъявляемых к автомати­зированным системам захода на посадку, является высокая точ­ность стабилизации самолета на посадочной траектории. Посколь­ку в этих системах z3=0, появление отклонений самолета от курсо­вой линии в установившемся движении может быть связано лишь с действием на систему самолет — БСАУ возмущающих воздей­ствий. Наиболее существенным возмущением является боковой ветер.

Значительные ошибки могут возникать вследствие погрешностей датчиков сигналов, используемых при формировании законов уп­равления и дрейфов вычислительных устройств. Наконец, если ка­нал крена автопилота не астатичен по отношеню к возмущающим воздействиям, ТО могут иметь место ошибки Аууст = Уз“У> появля­ющиеся при действии на самолет возмущающих моментов ДМХ.

)ти ошибки также могут привести к ошибкам стабилизации само — [ета на курсовой линии.

Точность стабилизации самолета на курсовой линии зависит от акона управления, реализованного в системе траєкторного управ — [ения. Различие в до сих пор рассматривавшихся законах управле — [ия было связано с членом, пропорциональным скорости отклоне — [ия от посадочной траектории. Мы уже указывали, что на самоле — е отсутствует датчик сигналов этой скорости. Поэтому в системах раекторного управления заходом на посадку в качестве сигнала корости отклонения от курсовой линии используется либо сигнал, [ропорциональный отклонению Ачр текущего курса от заданного, ибо сигнал ре, получаемый дифференцированием сигнала КРП.

Рассмотрим подробно оба варианта систем, причем для упроще — :ия задачи не будем учитывать изменения дальности L и наличия. системе сглаживающих фильтров.

Возможность использования сигнала, пропорционального ьф = ф3—ф, в качестве сигнала скорости рг вытекает из уравне — ия (з fim ■

——- v — • — — у .

1 V ” V

Рассматривая действие бокового ветра как возмущение, закон правления траекторным движением можно записать так:

7з=— 4s — ЦЩ, (3.102)

іе і, = izL і^-іг-17;

передаточное отношение по отклонению текущего

курса от заданного, т. е. отношение угла крена само­лета в градусах к углу отклонения текущего курса самолета от заданного, тоже в градусах.

Структурная схема системы самолет — БСАУ, реализующей за — он управления (3.102), представлена на рис. 3.45. На ней показа — :ы возмущения, приложенные к системе. Возмущение Fy отражает шибки измерения текущего крена и выполнения условия у=у3*

^ другой точке схемы приложено возмущение^ , связанное с дей-
сгвием бокового ветра, и возмущение F’p, отражающее ошибки вы­ставки заданного и измерения текущего курсов.

Для этой системы справедливы передаточные функции:

у Из уравнений (3.103—3.105) следует, что линейные величины ^статических ошибок зависят от дальности до КРМ, по мере при­ближения к которому они уменьшаются. Учтя (3.70), выразим ста­тические ошибки в угловых величинах:

.Г	гФ и6 . ■ у > е	(З. ЮЗа)
	SVCT=————— lf~F*	(З. ІОІа)
Л	«,„=—————— -Fv	(3.І05а)

В таком случае величины статических ошибок сохраняются пос­тоянными независимо от дальности L.

Итак, система с законом управления (3.102) оказывается стати ческой по отношению ко всем этим возмущениям, поэтому его час то называют статическим законом.

Величины статических ошибок могут оказаться недопустиме большими.

Покажем это на примере самолета типа Ту-134, имеющего скорость захода на посадку V = 70 м/сек. Зададимся следующими данными: передаточные отно­шения іг =10, іф =2, скорость боковоги ветра Uq — 10 м/сек. Тогда на расстоянии от КРМ /- = 4000 м (при /,6 = 3000 м это соответствует расстоянию 1000 м от на­чала ВПП) статическая ошибка 2УСт = 115 м. Разумеется, при таком боковом от­клонении от курсовой линии посадка самолета в заданном месте ВПП нево> можна.

Следует указать, что величины статических ошибок от действии бокового ветра могут быть в значительной степени скомпенсирова­ны, если экипажу известна скорость ветра или угол сноса. В этом

случае в заданный курс вводится поправка на угол —

Тем самым к системе самолет — БСАУ прикладывается Допол­ем U*

нительное новое возмущение гУр=—————— —, которое в установив­

шемся движении компенсирует воздействие бокового ветра. Вели­чину угла сноса экипаж может определить с помощью компаса (курсовой системы).

После окончания переходных процессов самолет, управляемый по сигналам системы траєкторного управления со статическим за­коном, летит, развернувшись по отношению к посадочному курсу на угол, примерно равный углу сноса (рис. 3.46). Этот угол индици­руется на курсовом (навигационном) приборе. Поправка на угол сноса вводится с помощью задатчика курса, расположенного на том же приборе. Подробно об этих приборах будет говориться в гл. 8.

Статические ошибки, связанные с возмущениями Fy, сравни­тельно невелики. Допустим, что вследствие действия на самолет момента ДМ*, погрешностей гировертикали и других причин, само­лет имеет крен /т =2°. В условиях предыдущего примера это при­водит к статической ошибке густж 14 м.

Статический закон управления (3.102) применялся в наиболее ранних системах траєкторного управления. В ту пору отсутствова-

&.ли жесткие требования к характеристикам курсо-глиссадных ра — !;диомаяков и уровень помех в их сигналах был очень высок.

Как было показано выше, статический закон управления имеет ^преимущества перед другими законами по помехозащищенности. гЗто обстоятельство сыграло тогда немаловажную роль в примене­нии таких законов в системах траєкторного управления заходом на ЇПосадку. После улучшения характеристик радиомаяков, особенно |в отношении уровня помех и применения фильтров в системах с дру — ‘ими законами управления, это преимущество практически стало ^существенным.

Для устранения статизмов иногда в закон управления типа [(3.102) включают член, пропорциональный интегралу от отклоне — самолета от курсовой линии:

В этом случае порядок системы повышается. Передаточные іункции от возмущающих воздействий для системы (рис. 3.47) име­ет вид:

, _ V(P + biAP

Фгиб(р) = Фг^(р) =—————————— — —————- — ————— =

р3 + VV5 + ~+ ~ ‘ft

У (.р + k-z) р

р3 + k.^pi + kzp + k j.

VklP

gP

рг + й^р2 + kzp — f

kS^~r ki*Sm

Рис. 3.48. Траектории полет
при использовании закона уі;
равления (3.102а)

Очевидно, что в установившемся движении передаточные функ­ции для ошибок Sul (0) = *5/^(0) = О и S/7* (0) — 0. Вместе с тем введение в закон управления интегрального члена ухудшает дина­мику выхода самолета на посадочную траекторию. Если сигнал пропорциональный интегралу от отклонения, включен постоянно, то неизбежно возникают значительные перерегулирования и уве­личивается длительность переходных процессов (рис. 3.48).

Допустим, что в момент U включения системы самолет имел некоторое начальное отклонение от курсовой линии. При после­дующем движении самолета до момента U пересечения курсовой линии на интеграторе накопится сигнал, пропорциональный I ей і

(кривая 1). К моменту t2 окончания переходного процесса сигнал
на интеграторе должен стать равным нулю. Следовательно,

Иначе говоря, заштрихованные площади, которые

ограничены кривой движения самолета, над и под курсовой линией должны быть одинаковыми. При увеличении передаточного отно­шения £j перерегулирование увеличивается, хотя продолжитель­ность переходного процесса уменьшается (кривая 2). Однако воз­можно, что переходный процесс при увеличении передаточного отношения £j станет колебательным (кривая 3). В таком случае он закончится, когда суммы площадей, ограниченных кривой дви­жения, над и под курсовой линией одинаковы. При этом может оказаться, что общая продолжительность переходного процесса да­же увеличится.

Траектория самолета получается значительно лучшей, если ин­тегратор включается при малых отклонениях е. В этом случае сигналы, пропорциональные интегралу отклонения от курсовой ли­нии, становятся сравнительно небольшими и меньше влияют на характер переходных процессов. Однако для этого система траєк­торного управления должна быть снабжена дополнительным уст­ройством включения интегратора, что ведет к ее усложнению. Вместе с тем и в этом случае сигнал интегратора может сильно ухудшить устойчивость движения самолета в конце захода на по­садку. Укажем, что закон управления, содержащий интегральный

член, часто называют интегральным и астатическим законом.

Теперь рассмотрим систему самолет—БСАУ (рис. 3.49), реа — | лизующую так называемый дифференциальный закон уп­равления (3.82):

Тз= -4s — /- ре.

Для этой системы справедливы передаточные функции

V, 1/ />2 + Р + ~ V*

фЬАр)=Фк{р) = ~ Vp

Vp

р’2 + р +

= ~ Ч ■

Поскольку в установившемся движении Su6(0)=Sf,^ (0)=0, | система не имеет статических ошибок при действии на нее посто — І янного ветра £/б и других постоянных возмущений. Во время захода на посадку в условиях бокового ветра самолет летит с Щ «подобранным» углом сноса (рис. 3.50). По отношению к возму — І^щающим воздействиям Fт система оказывается статической. Хотя — величины статических ошибок сравнительно невелики, тем не менее

3.50. К характеристике закона уп — равления (3.82)

целесообразно их устранить, если система предназначена для ис­пользования в условиях низких посадочных минимумов. Особенно это важно для самолетов, у которых полет с несимметричной тягот происходит со значительными кренами. Одним из наиболее употре­бительных методов устранения ошибок от возмущений К7 являете:: включение в закон управления интегрального члена:

Тз“ “М — i;

Передаточное отношение i’j в таких системах выбирают очень малым, так как статизмы относительно невелики. Включение ин­тегрирующего устройства осуществляется на конечном этапе за­хода. Например, в системе автоматической посадки, разработанной фирмами Бендикс и Боинг для самолета Боинг-707, это устройств — включается в момент «захвата» глиссады. Иногда его включают еще позже. При этом переходный процесс по компенсации стати­ческой ошибки может даже и не закончиться полностью к моментч выключения системы. Однако большая часть ошибки будет устра­нена.

В заключение рассмотрим еще один закон управления, зани­мающий промежуточное положение между статическим и диффе­ренциальным (без фильтров) законами, так называемый изо­дром н ы й закон:

Тз — — О — — — 1 {hpz — і|Аф)- (3.106

Тр + 1

При Т — 0 этот закон превращается в дифференциальный, а при больших Т он приближается к статическому. Последний член пра­вой части уравнения (3.106), отличающий изодромный закон о: статического, служит для формирования сигнала, пропорциональ­ного углу сноса. Действительно, для оптимальной дальности член

выражает сигнал, пропорциональный углу сноса и пропущенный через фильтр. Постоянная времени фильтра выбирается такой, чтобы, с одной стороны, фильтр эффективно подавлял помеху 3 сигнале производной углового отклонения, а с другой — не вносил

существенного запаздывания в прохождении сигнала. Обыч­но постоянная времени этого фильтра Т=3—7 сек. Кроме того, как правило, в системе предусматривается еще один выходной фильтр с постоянной времени Т — 2—3 сек. Для компенсации за­паздывания, вносимого фильтрами, в закон управления вводятся дополнительные члены.

Представив уравнение (3.106) в следующем виде:

| легко заметить, что в данном случае сигнал Дф как бы пропускает — I ся через изодромный фильтр. Именно этим объясняется отсутствие Астатических ошибок от действия бокового ветра. Попутно заметим, |t4TO по той же причине закон управления получил название изо — : дромного, хотя изодромного звена как такового в схеме нет.

Фиб(р) = ф^(р)— 01 = *1 = 02 = Ь<1 —

р* — f аірз + а2р2 4- аър 4 а4 Т 4 Т2 + ілТ2

На рис. 3.51 представлена структурная схема системы с изо — 1;дромным законом, в котором предусмотрены два фильтра для ^’.■подавления помех и член, обеспечивающий частичную компенса­цию запаздывания управляющих сигналов,

видно, что система является астатической по отношению к дейст­вию бокового ветра и возмущений /ч* Можно показать, что по от­ношению к возмущениям Fr система является статической.

Итак, изодромный закон управления по сравнению со статиче­ским обладает важным преимуществом — астатичностью к боково­му ветру. Благодаря фильтрам с большими постоянными времени он более помехоустойчив, чем дифференциальный. Эти преимуще­ства особенно значительны при заходе на посадку по КРМ, имею­щим большой уровень помех. Однако при этом характеристики переходных процессов получаются удовлетворительными в сравни­тельно узком диапазоне дальностей до КРМ и при небольших раз­бросах крутизн сигналов радиотехнической системы маяк-прием­ник. В связи с улучшением характеристик КРМ, о чем уже упоминалось выше, в системах с изодромным законом управления теперь применяют фильтры с небольшими постоянными времени.