УПРАВЛЕНИЕ ПРОДОЛЬНЫМ ДВИЖЕНИЕМ САМОЛЕТА. ПРИ ЗАХОДЕ НА ПОСАДКУ

Стабилизация самолета на заданной высоте

На начальных этапах захода на посадку обычно оказывается Необходимым стабилизировать самолет на заданной высоте. Урав — Ієния, описывающие движение самолета в этом режиме, получим системы (1.29). Введем обозначения Ayg=AHt wy=UB. Полагая, го V = const, UB = const, Д6д=0 и учтя, что 0о = О, получим:

^Дб__£аДа = 0; рАН = 1/ Д0 —|— (JB Д0 = ДО — Да.

Второе уравнение системы наглядно иллюстрируется рис. 3.60. Будем полагать, что параметром, по которому ведется управ­ление продольным движением, является угол тангажа. Примем ркже, что, во-первых, благодаря системе управления в каждый знный момент времени обеспечивается выполнение условия ДО = РьО’а и, во-вторых, заданный тангаж Оз пропорционален отклонению ршолета от заданной высоты. Тогда

Решив совместно уравнения (3.110 и 3.111), получим

р’ьн + КрАН + VbJHA{i = pUB + baUB. (3.112)

На характер движения самолета относительно заданной высоты, определяемой левой частью уравнения (3.112), можно воздейство­вать путем изменения передаточного отношения іну влияющего на частоту собственных колебаний

О0 = уТШ (ЗЛ13<

и коэффициент относительного затухания

Чтобы иметь возможность менять демпфирование системы, не оказывая воздействия на частоту ее колебаний, можно воспользо­ваться законом управления

Ьз=-іиАН-ікрЬН, (3.114)

Д*

где, град. сек/м — передаточное отношение по вертикальной скорости

АН

(отношение угла тангажа в градусах к вертикаль­ной скорости в метрах в секунду).

В этом случае уравнение системы самолет — БСАУ имеет вид:

р*ьн + м 1 + Vih )рШ + VbaiH ьн = Рив + w/B.

Частота собственных колебаний определяется зависимостью (3.113), а коэффициент относительного затухания — уравнением

На рис. 3.61 приведена структурная схема системы самолет — БСАУ, реализующей закон управления (3.114). Здесь, кроме воз­мущений, связанных с действием вертикального ветра UB, показа-

Рис. 3.60. К стабилизации задан-
ной высоты

Р2 + *«(! + ViH } р + vb*‘.

Рис. 3.61. Структурная схе-
ма системы самолет —
БСАУ, реализующей закон
управления (3.114)

Положив В них р = 0 и учтя Su (0)——Фц (0) и <S"0(0) ■=

(0), получим уравнения для установившихся ошибок:

Л^уст= “

Таким образом, рассматриваемая система является статической по отношению к этим возмущениям. Следует указать, что на прак — Г тике статические ошибки, связанные с действием вертикального вет­ра, оказываются сравнительно небольшими. Другое дело — стати­ческие ошибки, вызванные возмущающими воздействиями F&. Как уже указывалось в § 3.3, при изменении веса, центровки и конфигу­рации самолета, скорости полета и т. д. условие выполняет­

ся с ошибками, если автопилот имеет закон управления типа (3.54 и 3.62). Поэтому возмущения Fa —Д#уст могут приводить к значи — Е тельным статическим отклонениям самолета от заданной высоты.

В отечественных бортовых системах автоматического управле — Е ния широко применяются автопилоты с изодромным законом уп­равления типа (3.68). При рассмотрении вопросов точности стаби­лизации самолета на заданной высоте можно считать, что такой автопилот обеспечивает стабилизацию заданной угловой скорости тангажа. Тогда закон управления системы траєкторного управле­ния имеет вид:

43= —iH ^H—ik pW. (3.114а)

Структурная схема системы самолет — БСАУ с этим законом управления изображена на рис. 3.62. Для этой системы справедли­вы передаточные функции:

і»=«#(,)=________________________________ .

V

ЛЯ VbaP

—- = ф/?й(р) = ———————————————— ,

г* * Ръ + КР2 + VbJ^p 4- Vba lH

Положив в них р = 0, можно убедиться, что такая система яв­ляется астатической по отношению к возмущающим воздействиям.

ТИ2 Р + 1 Т* Р

. .5 I V h I *

Сравним между собой законы управления продольного канала наиболее распространенных отечественных систем автоматического управления БСУ-ЗП:

Закон управления (3.115) в отличие от закона (ЗЛ16) имеет член, учитывающий крен самолета. Благодаря этому закон управ­ления (3.115) обеспечивает более точное выдерживание высоты при разворотах, особенно в переходных режимах. Заметим, что ни з одном из этих законов нет члена, пропорционального вертикальной скорости самолета. Это объясняется большими трудностями в фор­мировании сигнала такой скорости. Вместе с тем и без этого члена указанные системы обеспечивают удовлетворительное качество стабилизации заданной высоты. О различиях в реализации изодром — ных законов управления автопилотов в системах БСУ-ЗП и САУ-ГГ мы уже говорили в § 3.3.

Р + 1 * н облегчает реализацию закона управления. Определенный интерес представляют вопросы качества стабили­зации самолета на заданной высоте в условиях турбулентной ат-

Обратим внимание на то, что в законах управления (3.115 п 3.116) используются сигналы •б, а не ДО*. Такая замена, допустима.

мосферы. Эти вопросы подробно рассмотрены в ряде работ [13], [28], [38]. Здесь мы ограничимся лишь указанием на то, что в насто­ящее время наиболее полное исследование достигается путем моде­лирования системы самолет—БСАУ. При таком моделировании используются полные уравнения продольного движения самолета типа (1.29) и бортовой системы автоматического управления типа (3.115). По возможности при моделировании применяются реаль­ные элементы системы автоматического управления (вычислитель­ные устройства и сервоприводы).