Управление самолетом при больших начальных. отклонениях. Законы управления и структурные схемы. систем траєкторного управления

Рассматривая вопросы автоматизированного управления боко­вым движением самолета при больших отклонениях є и Лф, при­ходится учитывать два важных обстоятельства. Одно из них заклю­чается в необходимости ограничивать крены самолета. В основном из соображений обеспечения безопасности полета на малых высо­тах и скоростях обычно полагают, что крен не должен превышать Ушах ~ 20°. Отсюда следует, что независимо от величины отклоне­ний є и Дф заданный крен должен быть не более выбранного пре­дельного значения. Для выполнения этого требования в цепи сиг­нала заданного крена у3 устанавливают ограничитель, отрегулиро­ванный на предельно допустимое значение крена утах — В некоторых случаях это ограничение меняется по высоте полета. На рис. 2.29 показана зависимость у3„)ах = /(Я), принятая в системе автомати­ческого управления фирмы Бендикс. Заметим, что в этой системе на высотах 300 м предельный заданный крен у3тах =30°. Сле­дует указать, что такое увеличение диапазона допустимых кренов на больших высотах позволяет обеспечить быстрый вывод самолета на посадочную траекторию при больших начальных отклонениях самолета.

Другим важным обстоятельством является ограниченность ли­нейного участка характеристики Д=/(е) системы маяк — прием­ник. В § 2.2 мы уже указывали, что у КРП линейность характе­ристики РГМ = /(е) должна обеспечиваться при угловом откло­нении от курсовой линии (где РГМ равна нулю) до углов по обе стороны от нее, где РГМ = 0,180. От этих углов до е=±10° вели­чина РГМ не должна быть менее 0,180. В диапазоне углов от е = = ±10° до е=±35° РГМ должна быть не меньше 0,155. Напомним

также, что при РГМ = 0,155 выходной ток эталонного приемника составляет 250 мка. Следовательно, за пределами /тах =±300 мка линейность характеристики /Е=/(е) может нарушаться в связи с нарушением линейности характеристики РГМ=/(е) курсового ра­диомаяка.

Кроме того, выходной ток КРП благодаря имеющимся в нем ограничителям обычно не превышает /тах = 320—-360 мка. Поэтому линейность характеристики Л =/(е) нарушается и в тех случаях, когда характеристика PTM. = f(s) линейна в широком диапазоне углов Є.

В связи со сказанным при анализе динамики системы само­лет— БСАУ полагают, что линейный участок характеристики /£ = =/(е) доходит до углов є, при которых Is =±300 мка. В пределах линейного участка характеристики L =/(е) путем дифференциро­вания сигналов КРП можно получить сигнал, пропорциональный производной отклонения самолета от курсовой линии. За предела­ми линейного участка сформировать такой сигнал этим методом уже не представляется возможным.

В дальнейших рассуждениях будем полагать, что характери­стика 1г =/(е) имеет вид, показанный на рис. 3.52. За пределами углов ±є0Гр ток /£ = const, т. е. наступает «насыщение».

Допустим, что самолет летит с курсом, перпендикулярным по­садочному (Дф = 90°), имея значительное отклонение от курсовой линии (рис. 3.53). Такое положение обычно возникает при выпол­нении предпосадочного маневра типа «коробочки», когда самолет находится на участке между третьим и четвертым разворотами.

Если в системе траєкторного управления реализован дифферен­циальный закон управления (3.82), то сигнал заданного крена в этом случае обусловливается только сигналом є, поскольку ре = 0. Пока самолет находится левее курсовой линии (глядя по направ­лению посадки), сигнал в независимо от курса самолета приводит к созданию правого крена. Поэтому при таком законе управления самолет из указанного исходного положения начнет разворачи­ваться в сторону от ВПП (кривая /). Чтобы исключить такое яв­ление, в закон управления вводится дополнительный член Ед;Дф (рис. 3.54):

"У з — ispe —

Зависимость величины члена Fm Аф от отклонения нелинейный характер

^Дідф = 0 при I м I < 1 А*о |;

— ■Ц)) ПРИ А А >

где Дфо— некоторое пороговое значение Дф, при котором сигнал F чается.

В рассматриваемом нами случае е<0, Дф>0. При больших зна — ••• чениях Дф1 благодаря члену ЕдьДф создается левый крен. Самолет ^разворачивается в сторону ВПП (кривая 2), пока не установится

ш ■■

Рис. 3.52. Идеализированная
характеристика /£ = f(е >

равенство = є> после чего, начиная от точки А, самолет

под постоянным углом (углом подхода)

дФп = —+ ^о (3.109)

летит до входа в зону линейности сигнала є (є<єогр). При этом у = уз=0. После входа в эту зону (точка Б) сигнал є уменьшается. Вместе с тем появляется сигнал производной отклонения ре>0. Благодаря этому самолет получает левый крен и начинает плавно

Рис. 3.55. Структурная схема
системы траєкторного управ-
ления с дифференциальным за-
коном управлення

І, подходить к курсовой линии. Постепенно уменьшается также сиг­нал 7>Дф. При Дф = Лф.0 он равен нулю. Далее система самолет — IБСАУ управляется по дифференциальному закону (3.82), обеспе — чивающему отсутствие статических ошибок от бокового ветра и возмущений Fq>.

При более позднем начале четвертого разворота участок поле­нта с постоянным курсом Лфп уменьшается. В оптимальном случае f траектория выхода самолета на курсовую линию представляет со — $бой кривую, близкую к дуге окружности, которая сопрягает линию движения самолета до начала разворота с курсовой линией (кри­вая 3). Радиус этой окружности является радиусом разворота са­молета с постоянным креном:

g-tgYmax

і Где Ym ах — предельный крен при автоматизированном управлении.

Если четвертый разворот будет начат еще позже, то вследствие Ограничения крена самолет пересечет курсовую линию (кривая 4). |И-наче говоря, в этом случае имеет место перерегулирование.

" В зоне насыщения сигнала h угол подхода самолета к курсо­рной линии обычно составляет Дфп = 30±5°. Для самолетов, имею — Цщих большую скорость захода на посадку, а значит, большой ра­диус разворота, выбираются меньшие углы подхода. Это делается с тем, чтобы при выходе в зону линейности сигнала є самолет ус­идел установиться на посадочный курс к моменту выхода на курсо­рную линию.

На рис. 3.55 показана структурная схема системы траєкторного ‘правления с дифференциальным законом управления типа (3.107). Ддесь в цепи сигнала отклонения от заданного курса Дф установ­лена нелинейность, соответствующая уравнениям (3.108).

Другая нелинейность, включенная па выходе фильтра, служит у*ля ограничения величины заданного крена у3, который подается автопилот и на сумматор для формирования сигнала отклонения командной стрелки крена.

К Подобная схема применяется в системе автоматического управ­ления САУ-1Т. Укажем, что применительно к самолету Ил-62 эта

система в режиме автоматического захода на посадку имеет еле — дующие характеристики: передаточные числа /е = 7, t[18] = 140 сек, i$= 1,7; зона нечувствительности Дфо=А:180, угол подхода Лф;, = = 28°; ограничение заданного крена узтах=±20°; постоянная вре­мени фильтра 7= 1,5 сек. Для фильтрации помех в системе имеете;] еще несколько фильтров с постоянными времени 7=0,2-^0,5 сек. не показанных на схеме. Ввиду малости постоянных времени фильт­ров в законе управления отсутствуют компенсирующие сигналы, В таком случае с учетом нелинейности и фильтра закон управле­ния системы траєкторного управления приобретает вид:

где Fі —нелинейность, ограничитель заданного крена.

Напомним также, что в системе САУ-1Т предусмотрено измене­ние передаточных отношений is и /; .

Закон управления системы полуавтоматического управления обычно представляют в виде закона управления командной стрел­кой крена. Дифференциальный закон управления командной стрел­кой имеет вид:

Часто сигнал, подаваемый в командный пилотажный прибор для отклонения командной стрелки, пропускают через фильтр с постоянной времени 7 = 0,7—1,0 сек.

На рис. 3.56 показана структурная схема системы траєкторного управления, а на рис. 3.57 — структурная схема системы самолет— БСАУ, в которых реализован изодромный закон управления. Огра­ничитель F2 ограничивает сигнал Дф и если рг = 0, «насыщение» наступает при Дфо. Поэтому при |Дф|^|фо| сигнал — й, Дф, пода-

^ваемый через ограничитель F2, компенсирует сигнал ±цДф, не ^Подвергающийся такому ограничению (рис. 3.58). При |Дф|> | Діро I эти сигналы уже не компенсируются и результирующий ^сигнал в установившемся движении равен ц (Дф—Дф0).

Такой метод реализации зависимости (3.108) применялся в ЗЙпервых модификациях систем полуавтоматического управления ти — ра «Путь», имевших закон управления (3.1066) и структуру, пока­занную на рис. 3.56. На Ил-18 и Ту-124 эти системы имели следу — щрщие параметры: is =10; /£ = 230 сек; = 1,8; = 0,6; Дфо=15°;

Щфп=32°; Узшах=18°; Т = 3 сек; Г2 = 5 сек. Аналогичный закон Управления имела также система полуавтоматического управле­ния типа «Привод» в первых модификациях.

Ч В системах траєкторного управления со структурой, представ-

*

енной на рис. 3.55 и 3.57, величина угла подхода Дфп связана с еличиной зоны нечувствительности ±Дфо зависимостью (3.109). ^ііри необходимости уменьшить угол подхода приходится умень­шать зону нечувствительности. Однако это нежелательно, посколь­ку из предыдущего ясно, что она определяет зону отсутствия ста­тических ошибок от действия бокового ветра и возмущений /ч.

Рис. 3.58. К формированию зоны
нечувствительности ±Дфо

В абтопллот

Рис. 3.59. Структурная схема системы траєкторного управления с дифференциал- ным законом управления (3.180)

При Дф0<-^ + />

Следовательно, с точки зрения ликвидации статических ошибок, выгодно увеличивать зону нечувствительности ±фо. Для сохране­ния приемлемых значений угла подхода Дфп и зоны нечувствитель­ности Дф0 иногда ограничивают сигнал /е = 4г.

Теперь рассмотрим структурную схему системы траекторноги управления типа «Путь — 4МПА», в которой обеспечивается усло­вие Дфп = Дфо (рис. 3.59). Ее закон управления:

+ V4 + T2p+~i’ ^[19]рг ] F

8г = *’с { Т + ~f~ f [ ~ 10 +

Тз= ~~ Ttf+ 1

С помощью ограничителя F2 образуется зона нечувствительк о — сти ±Дфо= ±28,5°. Поскольку через ограничитель пропускає1 не только сигнал Дф, но и є, во всех случаях сигнал на его выхо. ^ F (/ее — /ф Дф) не превышает величины ц Дфо. Благодаря этому в зоне насыщения сигнала е угол подхода Дфп=Дфо. При выходе ‘

%ону линейности сигнала є появляется сигнал ірг, приводящий Lfi конечном итоге к развороту самолета на посадочный курс и, сле — Едовательно, к уменьшению величины угла Агр. При Ачр<Ал|?0 начи — |нает «проходить» сигнал ц є.

Член і,^рр служит для компенсации запаздывания сигнала /;ре ІЙа фильтре с постоянной времени Т2 = 2,3 сек. Постоянная време — Ени другого фильтра 7^ = 1,7 сек. Для самолетов типа Ил-18 и ЕТу-134 система имеет следующие настройки: исходные передаточ — Гные отношения гє = 7,8; ПО сек =0,6; ^ = 1,4 сек. Во время |*$ахвата» глиссады и через 50 сек после этого происходит умень­шение передаточных отношений ie и /•, о чем уже упоминалось Вбранеє. Ограничитель F ограничивает заданный крен узтах = 18,5°. Ъ В заключение укажем, что некоторые зарубежные системы тра — векторного управления не обеспечивают управление в зоне насыще — |[ния сигнала є и потому не позволяют выполнять четвертый разво — |рот. При применении таких систем летчик должен вывести самолет «а некоторый постоянный курс Дфп. Управление по сигналам си­стемы траєкторного управления начинается после входа в зону ли­нейности сигнала є.