Точность стабилизации самолета на глиссаде

Статические ошибки при стабилизации самолета на глиссаде возникают главным образом вследствие воздействия на систему. самолет — БСАУ таких возмущений, как изменения конфигурации самолета, наклона траектории и скорости полета. К значительным ■ статическим ошибкам приводят погрешности датчиков сигналов и некоторых задающих устройств, участвующих в формировании управляющих сигналов. С другой стороны, в связи с кратковремен — .ностью этапа захода на посадку изменения веса и центровки само­лета, вызванные выработкой топлива, оказываются небольшими. Их влияние на точность стабилизации самолета на глиссаде можно

не рассматривать. Не имеют практического значения и статические ошибки, связанные с действием вертикального ветра, поскольку протяженность восходящих и нисходящих потоков в приземном слое весьма ограничена.

Все имеющие существенное значение возмущения могут быть приведены к двум точкам структурной схемы системы самолет — БСАУ. В соответствии с точками приложения приведенные возму­щения обозначаются F& и Те. На рис. 3.69 показана структурная схема системы самолет—БСАУ, реализующей закон управления (3.118). Для этой схемы справедливы передаточные функции (при «замороженной» дальности L):

ЬаУ

v (р + К)

Фк (р)-

Р2 + Ьар +

Тогда уравнения для установившихся ошибок будут:

Суст=-Ф^(0)Дэ=—J-/4; (3.136) суст=-фК № =

То, что эта система является статической по отношению к воз­мущениям F& и Fq, можно определить и не прибегая к вычислени­ям. Как указывалось в § 3.3, система является статической по от­ношению к возмущающим воздействиям, если между входом и точ­кой приложения этого воздействия отсутствуют интегрирующие звенья. Воспользовавшись этим правилом, можно легко убедиться, что системы, реализующие законы управления (3.121 и 3.123), яв­ляются статическими по отношению к возмущающим воздействиям. Система, реализующая закон управления (3.124), не имеет статиче­ских ошибок. Несколько позднее мы рассмотрим еще один способ определения статичности и астатичности систем траєкторного уп­равления.

Для повышения точности стабилизации самолета на глиссаде в системах с законами управления типа (3.118, 3.121 и 3.123) часто прибегают к компенсации возмущений, вызываемых изменением угла наклона траектории при переходе от горизонтального полета к снижению. Для этого в момент «захвата» глиссады вводится сиг­нал, пропорциональный среднему углу наклона глиссады (0Гл~3°). Подобное мероприятие полезно и для астатических систем, посколь­ку оно значительно улучшает переходные процессы в начале сниже­ния самолета по глиссаде.

Однако в этом случае постоянный сигнал 0ГЛ может привести к ■ статическим ошибкам. Поэтому в закон управления астатических

.‘систем вводится так называемый форсирующий сигнал ^ ^ ^

‘■Весьма эффективным средством устранения статических ошибок является введение в закон управления интегрального члена, на — .пример

(3.137)

Чтобы интегральный член не ухудшал динамику системы, целе­сообразно интегрирующее устройство включать в момент «захвата» глиссады. Системы с интегральными законами управления типа (3.137) практически свободны от статических ошибок, связанных с собственными дрейфами вычислителей, неполной компенсацией уп­равляющих сигналов и т. п. Это объясняется тем, что интегрирую­щее устройство подключено непосредственно ко входу системы ’{рис. 3.70). Интегральные законы управления довольно широко ис — тюлъзуются в зарубежных системах. Следует указать, что динамика Систем автоматизированного управления с интегральными закона­ми типа (3.137) фундаментально исследована в работах Г. С. Пос­

пелова

Для понимания другого широко распространенного способа Обеспечения астатизма системы к внешним возмущающим воздей­ствиям запишем законы управления командными стрелками, соот­ветствующие статическому закону управления типа (3.123) и аста­тическому— типа (3.124):

8я = *’с(&з-д»)= — А: (да-Н‘сС+ /;/<); СЗ. 123а)

ои=іс + « W (3.124а)

1 См., например [30].

Различие между этими законами управления заключается в том, что в первом случае сигналы суммируются (срав­

ниваются) с сигналом отклонения ДО, а во втором — с сигналов производной от отклонения рАФ. Этим объясняется тот факт, что в структурной схеме, показанной на рис. 3.64, г, в отличие от схемы, приведенной на рис. 3.64, в, имеется интегрирующее звено, обеспе­чивающее астатизм системы с законом управления типа (3.124)

Теперь представим себе закон управления, в котором в отличие от закона управления типа (3.123) сигнал отклонения АО пропуска­ется через изодромное звено с большой постоянной времени:

»л= — ic + ^ + hp(] • (3.138′

V гпР + 1 ‘ J

Первый член, стоящий в скобках, можно представить как сиг

т

нал производной рДО, пропущенный через фильтр—————- -— . Очевид-

Тнр ■+ 1

но, что в структурной схеме системы с законом управления (3.138), как и в схеме системы (см. рис. 3.64, г), реализующей закон уп­равления (3.124), имеется интегрирующее звено. Обе системы обла­дают астатизмом к одним и тем же возмущениям.

К такому же выводу можно прийти и другим путем. Поскольку при полуавтоматическом и автоматическом управлении обеспечи­вается условие 6н = 0, правые части законов управления, записан­ных в форме (3.123а, 3.124а и 3.138), равны нулю, т. е.

С(ДЧ *■://.)-G;	(3.1236;
/с(/7Д»+/;С + /;^) = 0;	(3.1246′
	(3.138:;
Если в этих уравнениях положить р=0, то мы получим зависи­мости для установившегося движения:
Д^уст"Мг£уст—0;	(3.123
WyCT = 0;	(3.124b)
W, ct = 0.	(3.1386;
Из (3.123в) следует, что при воздействии на БСАУ возмущений, приводящих к изменению никает статическая ошибка	систему самолет — угла тангажа, во і-
	(3.139)

Зависимость (3.139) идентична ранее полученной зависимости (3.136). Из (3.124в и 3.1386) следует, что в установившемся движе­нии £уст = 0. Следовательно, системы, реализующие законы управ-

ения (3.124 и 3.138), являются астатическими по отношению к из­биениям угла тангажа.

Такой астатизм имеет место не только в тех случаях, когда в лене закона управления, содержащем координату Дй, используют­ся операторы р и ^ ^ ^ * Аналогичный эффект дает применение других операторов, содержащих р в качестве сомножителя, на — ример——- ———— , ———————- ^ТхР + ^ р и т. п. В дальней-

ем такие комбинированные операторы будем называть изо — ро иными операторами.

Кроме того, весьма важным достоинством систем с изодромны — и операторами является возможность использовать в законах правления сигналы текущего угла тангажа Ф, а не сигналов откло — ения Ай, формирование которых связано с определенными труд- остями.

Разумеется, все сказанное в отношении устранения статических шибок путем использования изодромных операторов относится акже и к законам управления типа (3.118 и 3.121). При этом сле — ует иметь в виду, что введение этих операторов не позволяет сни — ить статические ошибки, связанные с дрейфами усилителей и по- решностями суммирования сигналов в вычислителях СТУ.

Чтобы система с законом управления (3.138) была возможно лиже по динамическим характеристикам к системе, реализующей сходный закон управления (3.123), целесообразно увеличивать остоянную времени изодрома, но увеличение постоянной времени и приводит к увеличению длительности переходных процессов, ри очень больших постоянных времени переходный процесс может е закончиться к нужному моменту. Поэтому обычно Ги=15—

Тир

тнр + і

остоянных времени, как правило, осуществляется путем суммиро — ания двух сигналов. Этот способ, широко используемый в отечест — нных бортовых системах автоматизированного управления, был ‘же подробно рассмотрен в § 3.3.