ДИРЕКТОРНОЕ И АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ВЗЛЕТОМ

Общая характеристика взлета. Процесс взлета включает разбег, отрыв самолета от земли и набор безопасной высоты (рис. 12.1).

На этапе разбега I происходит разгон самолета с прижатым к ВПП носовым колесом при сохранении постоянного положения самолета по отношению к набегающему воздушному потоку вплоть до достижения скорости, при которой самолет сможет оторваться от земли. Разбег начинается с того, что пилот плавным движением РУД переводит двига­тели на взлетный режим и отпускает тормоза колес. Основной задачей пилота или автоматики на этом этапе является выдерживание равно­ускоренного движения самолета по ВПП и стабилизация самолета на осевой линии ВПП.

Этап II отрыва носового колеса от ВПП начинается с момента дости­жения самолетом скорости отрыва VR и заканчивается отрывом основных стоек шасси от ВПП. При этом пилот плавным непрерывным движением колонки штурвала «на себя» отклоняет рули высоты вверх, увеличивая углы атаки и тангажа самолета за счет превышения подъемной силы над силой тяжести. Происходит интенсивное вращение самолета вокруг попе­речной оси в сторону кабрирования. Скорость и значение отклонения рулей высоты не должны быть слишком большими, чтобы предотвратить выход самолета на повышенные углы атаки и касание ВПП хвостовой частью фюзеляжа. Однако малые величина и скорость отклонения рулей высоты также недопустимы вследствие чрезмерного роста скорости движения самолета по ВПП и увеличения длины пробега.

Этап III набора минимальной высоты 10,7 м (по нормам ИКАО) начинается в момент отрыва самолета от ВПП. Этот этап может начи­наться и от момента поднятия носового колеса, если перевод самолета на взлетный угол атаки производится сразу же без выдерживания в положении «на двух точках». При этом самолет должен иметь скорость, превы­шающую скорость VR на 15-20%.

Этап IV набора высоты начинается с высоты 10,7 м и заканчивается на высоте 30 м. За это время скорость продолжает расти, убирается шасси, переставляется стабилизатор в новое балансировочное положение.

Этап V набора высоты начинается с момента уборки шасси и закан­чивается на высоте 120 м. За это время скорость самолета возрастает до значения, необходимого для начала уборки закрылков. При этом должен выдерживаться режим изменения скорости, угла наклона траектории и вер­тикальной скорости из условия комфорта пассажиров.

Этап VI набора высоты начинается с момента достижения скорости, при которой можно убирать закрылки и предкрылки. Стабилизатор устанав­ливается в полетное балансировочное положение, двигатели переводятся на номинальный режим работы.

В процессе разбега пилот при необходимости может прекратить взлет вследствие отказа двигателя. Для предотвращения выкатывания самолета за пределы ВПП производится экстренное торможение реверсированием тяги, тормозами колес и выпуском интерцепторов. Максимальная скорость на разбеге, при которой пилот может принять решение о прекращении взлета, называется критической скоростью принятия решения. Если пилот обнаруживает отказ двигателя на скорости больше критической, то взлет может быть только продолжен.

Параметры этапов и траектории взлета в значительной мере зависят от взлетных характеристик самолета и конкретных условий взлета. Особенно сильно влияют взлетная масса самолета, режим и число работающих, двигателей, температура и давление на аэродроме, положение механизации, скорость и направление ветра, состояние и уклон ВПП.

При рассмотрении бокового, движения самолета при взлете целесо­образно выделить два этапа: разбег до скорости отрыва самолета от ВПП и воздушный участок взлета до высоты 400 м.

Задача экипажа в управлении боковым движением взлета заключается в удерживании самолета на оси ВПП либо путем воздействия на переднее колесо (при малой скорости) и на руль направления, кинематически связанным с рулевым колесом (при возросшей скорости), либо раздельным подтормаживанием колес основных стоек шасси. Пилот должен парировать внешние возмущения, действующие на самолет и не допустить выкатыва­ния самолета за пределы ВПП. Такими внешними возмущениями являются боковой ветер, асимметрия тяги двигателей, асимметрия сил сопротивле­ния качению колес и т. д.

При управлении боковым движением самолета на воздушном участке взлета необходимо стабилизировать путевой угол самолета, воздействуя на рули направления или элероны и не допуская значительных кренов.

Принцип действия систем директорного й автоматического управления продольным траекторным движением при взлете. Управление продольным траекториям движением самолета при взлете производится пилотом ви­зуально по наземным ориентирам и приборам. Наблюдая за ростом скорости движения самолета по ВПП по указателю скорости, пилот в нужный момент воздействует на колонку штурвала и отклоняет рули высоты таким образом, чтобы перевести самолет на кабрирование. Затем ‘ 401

Рис. 12.2. Функциональная схема индикатора взлета

выдерживается требуемая траектория взлета с плавным увеличением ско­рости. Системы даректорного и автоматического управления продольным взлетом служат для облегчения пилоту решения этой задачи.

Индикатор взлета (ИВ) обеспечивает автоматизацию этапов разбега и начала отрыва самолета от ВПП путем выдачи пилоту командного сигнала на подъем переднего колеса, если самолет достиг расчетной скорости, и командного сигнала на прекращение взлета, если самолет не сможет закончить разбег в пределах ВПП.

Свои командные сигналы ИВ выдает на табло «Подъем переднего колеса» и «Взлет запрещен» или соответствующие электронные индика­торы. Формирование сигнала стра, р на разрешение взлета происходит. в соответствии со следующей логикой:

где текущее значение скорости V(t) определяется однократным интегрированием

I

продольной составляющей ускорения самолета V (t) = J ах dx.

о

Формирование сигнала на запрещение взлета производится в зави­симости от пройденного самолетом по ВПП расстояния L(t):

„ f О, L(t)>L*(ft Р"Р 1 1, L(t) < L*(t).

Текущее значение пройденного расстояния L(t) определяется двукратным интегрированием продольной составляющей ускорения самолета

* і

мо = ямт.

о

Заданное значение пройденного расстояния L(t) предварительно полу­чается решением системы уравнений продольного движения самолета при взлете. Кроме того, сигнал на запрещение взлета может быть выдан и до достижения критического значения параметра разбега в случае отказа одного из двигателей. При этом проверяется условие достаточности для торможения остатка ВПП, чтобы самолет не выкатился за торец концевой полосы безопасности. Если же остатка ВПП недостаточно, а скорость самолета позволяет продолжить и закончить разбег, то сигнал запрета не выдается.

402

В состав индикатора взлета (рис. 12.2) входят датчик продольного линейного ускорения-инерциальная навигационная система ИНС, датчик воздушной скорости — система воздушных сигналов СВС, пульт ввода параметров взлета ПВ, вычислитель индикатора взлета ВВ и система электронной индикации СЭИ.

В постоянной памяти вычислителя хранятся аэродинамические пара­метры самолета, параметры двигателей, шасси и т. д. Кроме того, в памяти имеются количественные характеристики ВПП: ее длина, уклон, вид покры­тия. С пульта ввода параметров взлета перед полетом вводятся в вычисли-^ тель взлетная масса, температура и давление воздуха, параметры ветра, состояние поверхности ВПП. На основании этой информации вычислитель рассчитывает заданные значения пройденного расстояния и скорость, при’ которой должен быть осуществлен подъем переднего колеса. : ■

В процессе разбега ИНС непрерывно измеряет линейное ускорение и выдает в вычислитель сигнал ах. Вычислитель однократным интегри­рованием этого сигнала получает скорость самолета, а двукратным интег­рированием-пройденное расстояние. Сравнивая текущие значения прой­денного расстояния с заданными значениями в каждый момент времени,’ вычислитель определяет возможность и целесообразность продолжения взлета.

Если самолет по каким-либо причинам набирает скорость слишком медленно и до конца ВПП не сможет оторваться от ее поверхности, то вычислитель выдает на электронный индикатор сигнал «Взлет запрещен». Если пройденное самолетом в процессе разбега расстояние превышает минимально необходимое, вычислитель приступает к решению второй задачи. Измеренное системой СВС значение воздушной скорости V посту­пает на вычислитель, который одновременно рассчитывает скорость интег­рированием продольного ускорения. На основе этих двух значений ско­рости вырабатывается сглаженное значение, которое сравнивается с задан­ной скоростью VR. Как только V = VR, вычислитель выдает на электрон­ный индикатор сигнал «Подъем переднего колеса».

Система директорного управления продольным движением при взлете обеспечивает автоматизацию управления самолетом на этапах разбега, отрыва самолета от ВПП и набора высоты путем выдачи пилоту сигнала1 в виде отклонения командной стрелки при достижении скоростью самолета заданного значения и при отклонении текущего значения угла тангажа от заданного.

Выработка сигналов на запрещение взлета и на подъем переднего колеса осуществляется так же, как в индикаторе взлета. Закон управления команд­ной стрелкой на воздушном этапе взлета формируется следующим обра­зом: ‘

СТлДУ = ka,(u — 0зад), О зад = ЩадСУ, 8зак, ф), (12.3)

где — отклонение продольной командной стрелки по сигналу ‘СДУ;

передаточный коэффициент по отклонению продольной командной стрелки; озад (V, 8jai > ф) — заданное значение угла тангажа как функция скорости движения самолета, положения закрылков и стабилизатора.

Функциональная схема СДУ предс­тавлена на рис. 12.3. В состав системы входят пульт ввода параметров взлета ПВ, инерциальная система ИНС, систе­ма воздушных сигналов СВС, датчик положения закрылков ДПЗ, датчик по­ложения стабилизатора ДПС, вычисли­тель взлета ВВ и система электронной индикации СЭИ.

Система работает следующим обра­зом. После достижения самолетом ско­рости VR, вычислитель взлета выраба-

тывает скачкообразный сигнал, соответ­ствующий заданному значению угла тангажа на кабрирование. Этот сигнал а~"’ вызывает отклонение командной стрелки индикатора вверх. Пилот ‘ выполняет команду, плавно отклоняя колонку штурвала «на себя». Само­лет начинает поднимать нос и изменяет угол тангажа. Сигнал и с ИНС компенсирует в вычислителе скачкообразный сигнал изад. В результате СДУ

сигнал ст„ постепенно уменьшается, а командная стрелка индикатора возвращается в нейтральное положение. Пилот выполняет команду, плавно возвращая колонку штурвала «от себя».

Дальнейшее управление командной стрелкой ведется в функции откло­нения текущей воздушной скорости полета от заданной, которая опреде­ляется положением закрылков и стабилизатора. Если текущая воздушная скорость самолета отличается от заданной, то вычислитель формирует командный сигнал на индикатор. Пилот выполняет команду и отклонением рулей высоты устраняет рассогласование.

Система автоматического управления продольным движением при взле­те обеспечивает управление самолетом на всех этапах взлета путем отклонения рулей высоты при достижении скоростью самолета заданного значения с последующим выдерживанием заданного значения угла тангажа, определяемого воздушной скоростью и положением механизации крыла и стабилизатора.

Закон управления рулями высоты на воздушном этапе взлета форми­руется следующим образом:

5"у = ки со2 + К, (Ли — Аизад), Думд = кv [V — Узад (8за1С, Ф)] . (12.4)

Функциональная схема САУ продольным взлетом аналогична схеме СДУ (см. рис. 12.2). Отличие заключается в том, что вычислитель ВВ формирует управляющий сигнал ааАУ на сервопривод рулей высо­ты СЯ5„.

В момент достижения самолетом скорости VR вычислитель выдает управляющий сигнал СТВАУ на сервопривод, который отклоняет рули высо­ты. Самолет изменяет угол тангажа и угол атаки и отрывается от ВПП.

Рули возвращаются в балансировочное положение и дальнейшая их авто­матическая отработка происходит при отклонении текущей скорости поле­та от заданной.

Принцип действия систем дирек горного и автоматического управления боковым траєкторним движением при взлете. Управление боковым траєк­торним движением самолета при взлете производится пилотом визуально по наземным ориентирам и приборам. На наземном этапе взлета пилот, наблюдая за положением самолета относительно оси ВПП, воздействует на педали, чтобы самолет выдерживал прямолинейную траекторию разбега. На воздушном этапе взлета пилот воздействием на педали и штурвал выдерживает курс ВПП в пределах ограниченных углов крена. Системы директорного и автоматического управления служат для облегчения пилоту решения этой задачи. ,

Система директорного управления боковым движением при взлете обес­печивает автоматизацию управления самолетом на этапах разбега, отрыва самолета от ВПП и набора высоты путем выдачи пилоту сигнала в виде отклонения командной стрелки при отклонении самолета от осевой линии ВПП.

Закон управления командной стрелкой на наземном этапе взлета имеет вид:

Сду

ст, = кст_ [кеЛ + ку AyJ, АрК = уК — Увпі,, (12.5)

где стг — отклонение боковой командной стрелки по сигналу СДУ; кст — переда­точный коэффициент по отклонению боковой командной стрелки; єк — угловое откло­нение самолета от равносигнальной линии курса; Д>|/, — отклонение текущего курса самолета от курса ВПП; кЕ> ,ку — передаточные коэффициенты.

командный сигнал сСДУна отклонение командной стрелки вбок. Пилот выполняет команду, плавно отжимая педали. Под действием рулей направ­ления и повернутого носового колеса самолет меняет свое положение относи — " """"

тельно оси ВПП. Рассогласования ек и А|/к уменьшаются и командная стрелка возвращается в центр прибора. Пилот выполняет команду, возвращая педали в нейтральное положение.

На воздушном участке взлета сигнал ек быстро пропадает и основным сигна-

лом, управляющим движением команд — Рис 12л функциональная схема

ной стрелки, становится сигнал Ау*. системы директорного управления Удерживание командной стрелки в цент — боковым движением при взлете

ре прибора возможно теперь не только воздействием на педали, но и на баранку штурвала в пределах ограниченного угла крена.

Система автоматического управления боковым движением при взлете обеспечивает управление самолетом путем воздействия на рули направле­ния при отклонении самолета от осевой линии ВПП на наземном этапе взлета и путем воздействия на рули направления и элероны при отклонении самолета от курса ВПП или при достижении предельных углов крена на воздушном этапе взлета.

Закон управления рулями направления на наземном этапе взлета фор­мируется следующим образом:

8дАУ = Ц Му + Ч £t + kv Аук, Av|/K = — у8ПП. (12.6)

На воздушном этапе взлета управление ведется как через канал рулей направления, так и через канал элеронов:

5“у =Ц(0У + kvA4»t + kry, (12.7)

8?АУ =1^(0, + куДу„ + куу. (12.8)

Функциональная схема САУ аналогична схеме СДУ (см. рис. 12.4). Отличие заключается в том, что вычислитель ВВ формирует управляющие сигналы 5дАУ и 88АУ на сервопривод рулей направления С775н и элеронов

cm.

Особенности законов управления. Формирование сигнала на запрещение взлета ст может производиться в зависимости от достигнутой скорости в функции пройденного расстояния:

Г°)

ax(t) > a* (t); ax(t) < a*(t),

или в зависимости от достигнутого ускорения в функции пройденного расстояния или времени:

где V*(t), а* (t)-требуемые значения соответственно скорости и ускорения.

Сравнение текущих и заданных значений параметров взлета может производиться как непрерывно в течение разбега, так и дискретно в одной или нескольких контрольных точках. Использование дискретного срав­нения, правда, приводит к существенному запаздыванию выдачи сигнала на запрещение разбега. .

Заданные значения D*(t), V*(t) и a?(t) выбирают с учетом инерцион­ности пилота и требуемого соотношения между числом ложных срабаты­ваний сигналов запрета и несрабатываний индикатора.

Общим недостатком ИВ, основанного на принципе сравнения пройден­ного расстояния или достигнутой скорости с заданными значениями, является значительное запаздывание в реагировании на изменение условий разбега. Это объясняется тем, что при опасном падении ускорения потре — 406

буется достаточно продолжительное время для интегрирования этого изменения. Особенно это характерно для случая, если до момента начала падения ускорения запас по скорости или пути был значительным. .

Индикаторы, основанные на принципе сравнения текущего и заданного ускорений, позволяют фиксировать момент опасного падения ускорения практически мгновенно. Однако не всегда кратковременное падение уско­рения, вызванное, например, наездом самолета на заснеженный участок ВПП, должно рассматриваться как достаточное основание для запрета взлета, так как имеющийся к этому моменту запас скорости может оказаться вполне достаточным для завершения взлета.

В связи со скоротечностью этапа разбега к индикаторам взлета предъ­являют очень жесткие требования по быстродействию И запаздыванию в выдаче сигнала запрета. При этом необходимо учитывать и запаздывание пилота, который мгновенно не может выполнить команду на запрещение взлета. Поэтому в некоторых индикаторах взлета применяется процедура «предвычисления» значений пройденного пути или скорости по их текущим значениям, что позволяет прогнозировать развитие процессов управления разбегом на несколько секунд вперед и снизить запаздывание в выдаче сигнала запрета. s

В СДУ взлетом для фильтрации высокочастотных помех и устранения. колебаний командной стрелки в цепи командного сигнала устанавливают апериодический фильтр с небольшой постоянной времени Тф = 1ч — 1,5 с. Чтобы избежать значительных отклонений командной стрелки при отказах, системы, используют ограничение по командному сигналу FCT> с линейной зоной, если разность (о — и, ад) находится в заданных пределах, и зоной насыщения, если разность (и — изад) велика:

г *4

——— С» — имд(УДад, ср)]. (12.11)’

Р + 1

Для обеспечения астатизма в цепи командного сигнала устанавливается изодромное звено с большой постоянной времени Ти = 10 ч — 15 с:

Т7 {’М • 02.12)

+ 1 < 1 ,.р +1 )

На воздушном участке взлета помимо сигнала разности между текущим; и заданным значениями угла тангажа для управления командной стрелкой, используется сигнал разности между значениями текущей и заданной приборной скорости, а также сигнал производной V. Так как надежного датчика сигнала V на борту самолета нет, его получают путем дифферент, цирования сигнала V с постоянной времени Ту, что обеспечивает фильтра­цию помех в производной. I-

Для фильтрации высокочастотных помех, обусловленных турбулент­ностью воздуха, используется апериодический фильтр с постоянной време-.

ни Tv = 1,^ — 2 с. Тогда закон "управления СДУ взлетом принимает сле­дующий вид: ■

^ДУ — F„„ { — Д^т <> — и-д<У’5—Ч>»] +

1фр + 1 I г»р + 1

+ т 1. . {Favkv [Ц-омд(У,5мд, ф)] + ^ (12.13)

Т„р + 1 ( 1фр +1 ))

Для обеспечения возможности плавного переключения директорного и автоматического управления продольным взлетом формирование задан­ного значения угла тангажа для того и другого режима осуществляется по одним и тем же цепям.

Для того чтобы осуществить управление командной стрелкой не по угловому, а по линейному отклонению, необходимо учесть расстояние DtpM между самолетом и КРМ, так как

Z ~ I)KpM tg 8К = DKpM8 •

Величина DKpM определяется двойным интегрированием продольного ускорения самолета: ‘

і

Ожрм (t) = D0 — Я a* dt! dx2,

О

где D0 — расстояние от точки старта самолета до КРМ.

Для демпфирования движения самолета относительно оси ВПП необхо­дим сигнал скорости линейного отклонения,

, 2 = Vsin(фк — фвпп) s VАф, ,

где V = I axdx.

о

Для демпфирования угловых колебаний самолета по курсу сигнал Аф = (фв — фвпп) пропускается через изодромное звено с постоянной времени. Для компенсации действия на самолет бокового ветра в закон управления вводится сигнал, пропорциональный скорости бокового ветра Wz. Тогда закон управления СДУ принимает вид

.СДУ

(12.14)

Этот закон управления используется на этапе разбега. После отрыва от ВПП самолет быстро выходит из зоны действия КРМ и использовать сигнал, пропорциональный et, на воздушном участке взлета не представ­ляется возможным. Поэтому этот сигнал отключается. Для предотвраще­ния возникновения предельных кренов в закон управления вводится сигнал, пропорциональный углу крена.

Общая характеристика выравнивания. Скорость управления самолетом на заключительной фазе посадки определяется в основном тем, что касание ВПП должно происходить при незначительных отклонениях от заданной точки приземления. Так, точка приземления на ВПП должна лежать в пределах 150-500 м от места расположения ГРМ, боковое отклонение от курсовой линии не должно превышать ± 8,2 м, угол тангажа должен быть меньше 8°, угол крена-меньше 3°, вертикальная скорость не должна превышать (0,6 + 0,2) м/с.

В процессе снижения по глиссаде самолет имеет довольно высокую скорость планирования, которая по существующим нормам должна превышать скорость срыва не менее чем в 1,3 раза. Так как устойчивость и управляемость самолета на заключительной фазе посадки во многом обусловлены скоростью планирования, то это приводит к существенному завышению скорости, что в свою очередь является причиной больших вертикальных скоростей снижения по глиссаде, достигающих 3-4 м/с. Естественно, что соприкосновение самолета с землей при такой вертикаль­ной скорости недопустимо.

Необходимое уменьшение вертикальной скорости может быть достиг­нуто за счет уменьшения угла наклона траектории движения самолета. Этап полета, в процессе которого самолет, двигаясь по криволинейной траектории, переходит от снижения по глиссаде на траекторию с малым углом наклона к земной поверхности, называется выравниванием (рис. 12.5).

При посадке самолета вручную выравнивание обычно заканчивается переводом самолета на траекторию, параллельную земле. На этом этапе посадки, называемом выдерживанием, самолет летит на высоте 0,5-1 м над землей, постепенно теряя скорость. К концу выдерживания скорость самолета близка к скорости приземления. Для поддержания подъемной силы, уменьшающейся вследствие потери скорости, пилот постепенно увеличивает угол атаки самолета.

Когда скорость самолета становится близкой к скорости приземления, пилот перестает увеличивать угол атаки. Поскольку скорость самолета продолжает уменьшаться, равенство подъемной силы силе тяжести самоле­та нарушается и самолет начинает двигаться по криволинейной траектории

 

к земле. Этот этап посадки, называемый парашютированием, заканчивает­ся приземлением самолета.

После соприкосновения самолета с землей начинается заключительный этап посадки-пробег, в процессе которого скорость самолета уменьшается до нуля. Управление самолетом на заключительной фазе посадки должно вестись таким образом, чтобы минимизировать посадочную дистанцию — горизонтальное расстояние между точкой, над которой высота полета. составляет 15 м, и точкой полной остановки самолета после пробега. При неизменной скорости в начале посадочной дистанции сокращение этой дистанции может быть достигнуто в основном за счет уменьшения участков выдерживания и пробега. Так как при пробеге по земле самолет тормозится более эффективно, чем в процессе выдерживания, то дистанцию выдерживания целесообразно сокращать. Этим объясняется имеющаяся в настоящее время тенденция к уменьшению воздушного участка посадоч­ной дистанции таким образом, что при автоматическом управлении этапы выдерживания и парашютирования практически отсутствуют. Возможны два способа реализации траектории выравнивания; по жесткой программе, .когда траектория формируется по отношению к ВПП с помощью специаль­ных наземных средств (по аналогии с глиссадой), и по гибкой корректируе­мой программе, когда траектория формируется бортовыми средствами и жестко с ВПП не связана.

В первом способе бортовые средства должны измерять отклонение реальной траектории полета от заданной по жесткой программе назем­ными средствами. Создание таких наземных и бортовых средств — сложная задача. В то же время при отклонении самолета от траектории выравнива­ния под действием внешних возмущений устранить это отклонение практи­чески невозможно, так как время переходного процесса стабилизации самолета на заданной траектории соизмеримо с временем выравнивания.. Поэтому в современных системах посадки самолетов чаще применяется второй способ реализации траектории выравнивания.

.. При наличии информации о текущем положении самолета относительно некоторой точки на ВПП (высоты полета — и дальности до данной точки) может быть осуществлено автоматическое управление посадкой самолета с выводом в заданную точку приземления. Принцип такого управления состоит в следующем. Если в процессе полета произошло отклонение от первоначальной траектории выравнивания, дальнейшее снижение самолета происходит по новой траектории выравнивания.

Таким образом, задача автоматического управления выравниванием включает в себя выбор способа формирования оптимальной траектории движения самолета, которая при отсутствии внешних возмущений и рас­четных начальных условиях обеспечивает приведение самолета в заданную точку касания ВПП. Кроме того, необходимо осуществить выбор средств, .обеспечивающих движение самолета по траектории, близкой к расчетной при разбросе начальных условий и действии внешних возмущений.

В процессе выравнивания самолет движется по криволинейной траекто­рии, сопрягающей глиссаду и прямую, параллельную или имеющую малый наклон к земной поверхности. Искривление траектории происходит 410

Рис. 12.6. Траектории выравнивания при автоматическом управлении посадкой по экспоненциальному закону

вследствие действия центростремительной силы, возникающей при увеличе­нии угла атаки. Траекторию самолета при выравнивании можно описать либо дугой окружности,’либо экспонентой. Параметры траектории вырав­нивания (высота начала выравнивания, длина выравнивания, радиус кривизны траектории) зависят от скорости самолета, принятых значений нормальных перегрузок и угла наклона глиссады.

Большее распространение получили экспоненциальные траектории. Такая траектория получается, если в каждый момент времени вертикальная скорость снижения самолета пропорциональна его высоте:

Н = — ТІЇ или СГр + 1)Н = 0.

Решение этого дифференциального уравнения имеет вид

H{t) = H0e-i

где Н0-высота начала выравнивания.

В момент приземления по экспоненте самолет имеет практически нулевую вертикальную скорость, но расстояние от начала выравнивания до точки приземления велико. Оно может быть уменьшено, если допустить, что в момент приземления самолет имеет некоторую вертикальную скорость Нпр. При движении по экспоненте такую вертикальную скорость самолет имеет на высоте Н0 = ТНпр. Следовательно, для того чтобы самолет приземлился с заданной вертикальной скоростью, асимптота экспоненты выравнивания должна находиться ниже ВПП на расстоянии Нас = Н0 (рис. 12.6).

Траектория выравнивания должна быть плавным продолжением глиссады. Для этого необходимо, чтобы на высоте Н Нв выполнялось условие

H=V0rjI. ■ (12.15)

Дифференциальное уравнение, описывающее траекторию, имеет вид

-ТН +Н=-НМ. (12.16)

Полагая Н = Нв, подставим (12.16) в (12.15):

— Т V 0ГЛ + Нв = — Н^ТН^.

Выражение (12.17) дает возможность определить достоянную времени экспоненты, сопрягающейся с глиссадой, при движении по которой верти­кальная скорость самолета в момент приземления равна заданной Нпр.

Несмотря на относительную простоту реализации, экспоненциальные траектории выравнивания имеют недостаток, заключающийся в значитель­ном разбросе точек приземления по оси ВПП в реальных условиях. Объясняется это тем, что даже небольшое уменьшение абсолютного значе­ния угла наклона траектории при выравнивании может привести к значи­тельному перелету заданной точки приземления. И, наоборот, увеличение наклона траекторий в момент касания ВПП сопровождается увеличением вертикальной скорости приземления, т. е. посадка становится «грубой». На вид траектории выравнивания существенное влияние оказывает также разброс начальных условий (V, 0ГЛ, Нв).

Пришит действия систем автоматического управления выравниванием. Управление продольным траекторным движением самолета при вырав­нивании производится пилотом визуально и по приборам. Наблюдая за уменьшением вертикальной скорости по вариометру, за углом тангажа по указателю авиагоризонта, скоростью полета по указателю скорости и высотой полета по указателю высотомера, пилот воздействует на колонку штурвала и отклоняет рули высоты таким образом, чтобы самолет плавно коснулся ВПП.

Система автоматического управления выравниванием обеспечивает управление продольным траекторным движением самолета вплоть до точки приземления на ВПП путем воздействия на рули высоты при отклонении текущего угла тангажа от заданного. Последний определяется разностью между текущей и заданной вертикальной скоростью, причем заданная вертикальная скорость является функцией высоты полета.

Закон управления рулями высоты формируется следующим образом:

Функциональная схема аналоговой САУ выравниванием представлена на рис. 12.7. В состав системы входят датчик угловой скорости тангажа ДУС, датчик угла тангажа — гировертикаль ГВ, датчик истинной вы­соты — радиовысотомер РВ, датчик линейного ускорения ДЛУ, датчик скорости ДС, формирователь приращения заданного значения угла тан­гажа — вычислитель выравнивания ВВ, вычислитель автопилота тангажа ВАШ и сервопривод руля высоты С775в.

Система работает следующим образом. В режиме автоматического управления заходом на посадку при прохождении высоты начала выравни­вания вычислитель выравнивания начинает формировать приращение заданного значения угла тангажа Аизад по сигналам истинной высоты ин, приращения нормальной перегрузки ид„ , воздушной скорости uv. Этот 412 , ” .

Рис. 12.7. Функциональ­ная схема системы авто­матического управления выравниванием

сигнал поступает на вычислитель автопилота ВАПь и отрабатывается сервоприводом рулей высоты до тех пор, пока сигнал с гировертикали ГВ не скомпенсирует его. Изменение угла тангажа вызовет изменение высоты, перегрузки и скорости, что приведет к уменьшению приращения заданного угла тангажа. Тогда сервопривод вернет рули высоты в балансировочное положение. Любое отклонение самолета от заданной вертикальной скорости снижения пересчитывается в соответствующее приращение заданного значения угла тангажа и отрабатывается рулями высоты.

Управление боковым траекторным движением при выравнивании сводится к необходимости стабилизировать продольную ось самолета по направлению оси ВПП. Положение продольной оси самолета по отноше­нию к оси ВПП на заключительном этапе посадки зависит от многих факторов: точности управления самолетом при заходе на посадку, симметричности тяги двигателей и т. д. Однако основным фактором является воздействие бокового ветра. При отсутствии ветра управление может быть осуществлено так же, как и в процессе захода на посадку, т. е. путем стабилизации самолета на равносигнальной линии курса. Обычно в этом случае отклонение продольной оси самолета от оси ВПП не превышает 2-3°. Диапазон углов крена при выравнивании также весьма невелик, но его вполне хватает для автоматизации управления боковым траекторным движением через канал элеронов САУ.

Однако при наличии бокового ветра продольная ось самолета в момент начала выравнивания отклонена от вектора путевой скорости Vn, на­правленной вдоль оси ВПП, на угол сноса (Зсн = Wz/V. Естественно, что в момент приземления угол отклонения продольной оси самолета от вектора путевой скорости, направленного вдоль оси ВПП, должен быть максимально близок к нулю для предотвращения выкатывания самолета за пределы ВПП.

Эта задача может быть решена двумя способами. Первый способ предполагает использование для этой цели канала рулей направления САУ. —

Для этого формируется закон управления, основным управляющим сигналом которого является сигнал разности между заданным и текущим курсом. Если на предшествующих режимах канал рулей направления работал как демпфер рыскания, то закон управления принимает вид

САУ

К =14®, + Му*-ув>ш)- 02.19) ‘

Для устранения статических ошибок в законе управления (12.19) может быть также введен интеграл от разности ук — |/впп.

В результате разворота самолета вокруг вертикальной оси возникают скольжение (Р = |/к — |/ВПп) и как следствие боковая скорость, вызываю­щая отклонение самолета от курсовой линии. Так как канал элеронов САУ в это время стабилизирует самолет в горизонтальной плоскости, самолет может быть введен в значительный крен для возвращения на ось ВПП, что весьма опасно на столь малых высотах. Поэтому для предотвращения негативного действия этих факторов автоматический Доворот самолета на угол сноса целесообразно проводить непосредственно перед приземлением на заключительном этапе выравнивания, например по команде с радио­высотомера на высоте 5-7 м. Канал элеронов САУ при этом переводится из режима стабилизации оси самолета относительно равносигнальной линии курса в режим стабилизации угла крена:

САУ

§э = + куУ — (12.20)

Однако отклонение самолета от осевой линии луча КРМ может привес­ти к большим боковым отклонениям от оси ВЦП. Кроме того, для выполнения доворота необходимы очень быстрые отклонения рулей на­правления и элеронов, что весьма опасно вблизи поверхности земли, а выполнение доворота на такой высоте затрудняет пилоту принятие решения при неудачном маневре.

. Существует другой способ компенсации угла сноса прй посадке-дово­рот скольжением. В отличие от уже рассмотренного способа доворот самолета скольжением производится еще на этапе планирования по глиссаде, чтобы до начала этапа выравнивания угол сноса самолета был близок нулю. При таком способе доворота вектор путевой скорости Vn направлен вдоль продольной оси самолета, а вектор воздушной скорости V отклонен от этой оси на угол сноса. Самолет имеет скольжение, равное углу сноса, и летит с небольшим креном.. В данном случае канал рулей направления САУ удерживает продольную ось самолета параллельно оси ВПП, а канал элеронов обеспечивает стабилизацию самолета на курсовой линии по сигналам КРМ.

Достоинство этого способа — возможность начать этап выравнивания с нулевым углом сноса, а также значительный запас времени у пилота на принятие решения о корректировке маневра в случае его неудачного автоматического выполнения, так как доворот происходит на сравнительно •большой высоте. Недостатком способа является необходимость своевре­менной ликвидации угла крена перед приземлением на этапе выравнивания. Ранний выход из крена приводит к большим боковым отклонениям от оси ВПП, поздний выход из крена снижает безопасность посадки.

Особенности законов управления. Для формирования заданного значения вертикальной скорости Нзад в закон управления (12.18) необходимо непрерывно вводить информацию о текущей высоте полета и текущей скорости полета 414 ‘

гі н_+_н« _(Н + нїс)н„ мд = і ~ уеглилнч-

Значение высоты начала выравнивания Нв можно ввести дискретно в момент начала режима выравнивания. Значения асимптоты экспоненты выравнивания Нас, вертикальной скорости приземления Нпр и угла наклона глиссады могут храниться в памяти вычислителя выравнивания или вводиться вручную с помощью соответствующих задатчиков.

Надежного и достаточно точного датчика вертикальной скорости Н, пригодного для формирования закона управления при выравнивании, на борту самолета нет. Поэтому для получения этого сигнала дифференци­руют сигнал истинной высоты с радиовысотомера. При этом используют апериодический фильтр с постоянной времени Т„, так как в сигнале с радиовысотомера присутствуют высокочастотные помехи:

Однако запаздывание сигнала вертикальной скорости при постоянной времени фильтра Тд = 1 с оказывается соизмеримым с полным временем выполнения режима выравнивания, что приводит к ухудшению динами­ческих свойств системы.

Для компенсации вносимого запаздывания необходимо использовать сигнал, который опережал бы по фазе сигнал вертикальной скорости. Таким сигналом является вертикальное ускорение самолета ау = § пу. Тогда закон управления (12.22) принимает вид

Au~=к“[т^рп(рН+gTrttiy) — W ;!;]• (іі23)

• Таким образом, сигнал вертикальной скорости получается комплекси — рованием продифференцированного сигнала высоты и сигнала вертикаль­ной перегрузки. Так как ау = р2 Н, то закон управления (12.23) эквивалентен следующему закону управления:

.а,»-™,!

т. е. сигнал вертикальной скорости р Н = Й получается без динамического искажения.

Для уменьшения вертикальной скорости используется дополнительный разомкнутый контур формирования сигнала приращения заданного значе­ния угла тангажа. Этот сигнал формируется в виде интеграла от некоторой заданной вертикальной скорости. Для повышения устойчивости в этом же контуре используют сигнал интеграла от продольного ускорения ах. Для

повышения быстродействия, что особенно важно при парировании горизонтальных порывов ветра и «сдвигов ветра», в разомкнутом контуре используют дополнитель­ный сигнал, корректирующий из­менение приборной скорости в ре­жиме выравнивания.

Введение регулирования по ра­зомкнутому контуру приближает траекторию полета самолета к экс­поненциальной и снижает верти­кальную скорость приземления. В этом случае замкнутый контур ис­пользуется для коррекции про­граммной траектории. Это позво­ляет снизить требование к значе­ниям передаточных коэффициентов контура, уменьшить колебания пере­ходных процессов, повысить устойчивость.

Особенности моделирования. Режим выравнивания представляет собой криволинейное движение в условиях переменной скорости и довольно сложного и индивидуального для каждого самолета влияния близости земли. Поэтому обычные линейные стационарные модели, применяемые для исследования процессов управления движением самолета, в данном случае не могут быть использованы. Поэтому для исследорания режима автоматического выравнивания применяются нестационарные модели движения с переменными параметрами. Единственным упрощением в этом случае является возможность раздельного исследования бокового и про­дольного движений вследствие прямолинейного характера движения с ограниченными углами крена. Однако апробированный метод «заморо­женных коэффициентов» для построения модели движения использовать нельзя.

Переходные процессы в замкнутой системе «самолет-САУ выравнива­нием» показаны на рис. 12.8. При исследовании замкнутого контура особое значение приобретает влияние разброса начальных условий в начале режима на значение посадочной вертикальной скорости Vy пос, продолжи­тельность режима выравнивания до момента приземления Твыр и длину посадочной дистанции Lnoc. На рис. 12.9 показаны зависимости этих величин от разброса значений угла наклона траектории 0Н в и вертикальной скорости VyH в в момент начала выравнивания. Исследование замкнутого контура проводится также в случае автоматической посадки в сложных атмосферных условиях при действии горизонтальных порывов ветра. Изменения Vy. noc., о и Lnoc при порывах ветра ступенчатой формы показаны на рис. 12.10.

Однако управление выравниванием только с помощью руля высоты при больших начальных отклонениях от траектории, а также при значительных порывах горизонтального попутного ветра оказывается недостаточно 416 •

эффективным. Точность выдер­живания заданных характерис­тик автоматической посадки с применением НУПС приблизи­тельно эквивалентно точности, полученной с применением ру­лей высоты, если разброс началь­ных условий незначителен. При действии порывов горизонталь­ного ветра на высоте, меньшей высоты начала выравнивания, управление с помощью НУПС дает повышение точности авто­матической посадки, так как становится существенным запаз­дывание, свойственное управле­нию с помощью рулей высоты.

Цифроаналоговые САУ. Автоматическое выравнивание с помощью цифроаналоговых САУ производится по сигналам продольного и верти­кального ускорений ах и ау с БИНС, угла тангажа о с БИНС, приборной скорости Упри6 с СВС, истинной высоты Ни с РВ, дальности Д и угла наклона глиссады 9ГЛ с MLS (рис. 12.11). Законы управления рулями высоты и интерцепторами формирует вычислительный блок управления полетом (БВУП)..

Приращение заданного значения угла тангажа формируется следующим образом:

где Дизад — сигнал отклонения от экспоненциальной траектории; Дизад-корректирую­щий сигнал для компенсации горизонтальных порывов ветра, Д изад-форсирующий программный сигнал для перебалансировки самолета и обеспечения его посадочного углового положения.

• |ї|-1

Сигнал Аизад формируется как сигнал отклонения от экспоненциальной траектории, заданной соотношением между истинной высотой и верти­кальной скоростью: .

Нелинейное преобразование сигнала отклонения от заданной траекто­рии в соответствии с функцией F„ исключает возможность формирования сигнала на пикирование. Информацию о вертикальной скорости Vy полу­чают комплексированием дифференцированного сигнала истинной высоты и сигнала вертикального ускорения: ‘

«Н. [ Тцау

Тнр+ 1 Тйр + 1

Форсирующий сигнал Аизад вводится, начиная с некоторой фиксирован­ной высоты начала выравнивания Ннв или схода с глиссады Не по сигналам

MLS:

Для формирования корректирующего сигнала Д1)зад используется изменение скорости полета относительно воздушной среды в процессе выравнивания AVnp, которое сравнивается с изменением скорости относи­тельно земли: ‘

Нелинейная функция Fv реализуется в зависимости от знака Дизад и повышает эффективность парирования горизонтальных порывов ветра. Программное отклонение руля высоты необходимо для компенсации пикирующего момента, обусловленного влиянием близости земли.

Через 1 с после обжатия шасси происходит отключение сигнала Ді)мд и подключение сигнала, пропорционального разности заданной и текущей угловой скорости (02.

Для повышения точности управления в режиме выравнивания форми­руется сигнал на отклонение органов НУПС

стнупс ® FCT——““rk(,[Fv (Vnp — AV — АУзад) + Fa, Аизад]. (І!28)

1 р + 1 1

Этот же сигнал подается в схему формирования Дизад канала рулей высоты для компенсации моментного воздействия интерцепторов, исполь­зуемых как органы НУПС.

При переводе самолета с этапа выравнивания на послепосадочный пробег производится автоматический довыпуск передней стойки шасси. Этот маневр предотвращает возможное отделение самолета от ВПП после первого касания. Если отделение все же произошло, то автоматически фиксируется угловое положение самолета, а повторное касание сопро­вождается плавным опусканием передней стойки. Быстрое опускание передней стойки позволяет сократить дистанцию пробега за счет более раннего включения тормозов основных колес.

Боковой канал цифроаналоговой САУ в режиме выравнивания обеспе­чивает автоматический доворот и компенсацию угла сноса, а также стабилизирует самолет на ВПП при послепосадочном пробеге. Для этого используются сигналы у, f, и аг с БИНС, а также сигнал ек радиотехни­ческих систем. •