Блоки контроля, реагирующие на достижение. определенного значения контролируемого параметра. режима полета (пороговые блоки контроля)

Принцип действия таких блоков контроля весьма прост. Пусть, например, для самолета одной из опасных эволюций является вы-

ход на большие пере­грузки. Тогда для предот­вращения этого может быть установлен акселе­рометр, выдающий сиг­нал на отключение авто­пилота при достижении самолетом некоторого за­данного значения пере­грузки. Аналогично при помощи датчика угловой скорости можно отклю­чать автопилот, если уг­ловая скорость движения самолета превышает за­данную величину, а при помощи гировертикали — если превышены задан­ные углы крена и танга­жа и т. д.

В простейшем случае блоки контроля рассматриваемого типа шеют структурную схему, изображенную на рис. 4.14. Входной ієличиной воспринимающего элемента является контролируемый іараметр Qj (угол или угловая скорость крена, тангажа, курса; іерегрузка, угол атаки, скорость, число М и др.). Электрический кгнал U е с выхода воспринимающего элемента поступает на не — [инейный элемент. Если величина сигнала U 6 превышает зону

^чувствительности, определяющую порог срабатывания блока

<онтроля, то на выходе нелинейного элемента появляется сигнал, (оторый может быть использован для отключения неисправного ганала автопилота.

Очевидно, что у блоков контроля, реагирующих на достижение шределенного значения контролируемого параметра режима поле — ‘а, важнейшей характеристикой является порог срабатывания. По этой причине блоки контроля такого типа называют по рогов ы — vi и блоками контроля.

В качестве воспринимающих элементов пороговых блоков конт­роля могут использоваться как датчики информации системы авто­матического управления, служащие для формирования управляю — цих сигналов, так и специальные (дополнительные) датчики. В не­которых случаях в качестве воспринимающих элементов использу — от пилотажные приборы с электрическим выходом. Так, в блоках сонтроля, реагирующих на достижение определенного угла атаки, юспринимающим элементом служит автомат углов атаки типа ^УАСП.

Нетрудно усмотреть аналогию между структурными схемами юрогового блока контроля и концевого выключателя (см. рис. 4.7 і 4.14). Вообще говоря, концевые выключатели могут рассматри­
ваться как разновидность пороговых блоков контроля, срабатыва­ющих при соответствующем отклонении рулей и элеронов.

Некоторые блоки контроля имеют нелинейный элемент с несим­метричной характеристикой (рис. 4.15). При заходе на посадку бо­лее опасны отклонения самолета от глиссады вниз, чем вверх. По­этому порог срабатывания блока контроля, соответствующий от­клонению самолета вниз (—(7Н), меньше порога срабатывания при отклонении вверх ( + UB). Следовательно, в рассматриваемом слу­чае (рис. 4.15, а) характеристика нелинейного элемента такова, что | + г/в|>|-і/н|.

В других случаях блок контроля реагирует только на отклоне­ние контролируемых параметров в одну сторону (рис. 4.15, б). Примером таких блоков контроля могут служить блоки, срабаты­вающие при достижении определенного значения угла атаки, ско­рости, числа М и др.

Как правило, блоки контроля с несимметричной характеристи­кой нелинейного элемента используются для контроля продольного канала автопилота.

Блокам контроля, реагирующим на достижение определенного значения контролируемого параметра, в принципе присущи те же недостатки, что и концевым выключателям.

Обычно диапазон допустимых («неопасных») значений контро­лируемого параметра, обусловливающий диапазон порогов сраба­тывания, зависит от режима полета. Поэтому блок контроля с по­стоянной настройкой порогов срабатывания оказывается эффектив­ным только для определенных режимов полета.

Предположим, что в качестве контролируемого параметра ис­пользуется нормальная (вертикальная) перегрузка пу. Диапазон допустимых изменений перегрузки Апу для режимов маршрутного полета (Апу ) существенно шире, чем для режимов захода на по­садку (АпУп ). Если отрегулировать блок контроля так, чтобы он срабатывал при изменениях перегрузки Апу^АпУм, то на посадоч­ных режимах безопасность полета при некоторых отказах автопи­лота не будет обеспечена. Если же отрегулировать блок контроля так, чтобы он срабатывал при условии Апу^Апу, то в маршрут­ном полете будут происходить отключения исправного автопилота, например, вследствие воздействия атмосферной турбулентности.

Отключения исправного автопилота блоками контроля называ­ют ложными отключениями ‘. Понятно, что ложные отключе­ния вообще нежелательны. Если же отключение автопилота не сопровождается выдачей соответствующих сигналов экипажу, то в некоторых случаях они могут привести к возникновению опасной ситуации.

Чтобы обеспечить надежное отключение неисправного автопи­лота и вместе с тем избежать ложных отключений во всем эксплу-

1 Иногда о таком отключении говорят, что имел место ложный отказ авто­пилота или что имело место ложное срабатывание блока контроля.

атационном диапазоне режимов полета, необходимо корректиро­вать настройку блока контроля. Чаще всего эта регулировка ведет­ся по скорости (скоростному напору), числу М или высоте полета.

Регулировка порога срабатывания блока контроля может быть осуществлена разными методами. Один из них иллюстрируется рис. 4.16. Между воспринимающим элементом и собственно релей­ным элементом включен усилитель, коэффициент усиления которого меняется по режимам полета. При этом пороги срабатывания соб­ственно релейного элемента блока контроля остаются неизменны­ми. Однако введение корректировки порогов срабатывания блока контроля по режимам полета связано со значительными схемными и конструктивными затруднениями и понижением надежности этого ответственного элемента. Поэтому часто ограничиваются двумя на­стройками порогов: для режимов маршрутного полета и для захода на посадку. В этом случае оказывается достаточным применить вместо усилителя переключающее устройство.

Так сделано в пороговом блоке контроля системы автоматиче­ского управления САУ-1Т, реагирующем на изменение перегрузки Апу. В качестве воспринимающего элемента блока контроля ис­пользуется датчик вертикальных ускорений (ДВУ). Сигнал пере­менного тока, снимаемый с датчика, поступает на фазочувствитель­ный выпрямитель (ФЧВ). Выпрямленное напряжение подается на магнитный усилитель, к выходу которого подключен полупроводни­ковый релейный усилитель.

При полете на больших высотах блок контроля срабатывает, если изменение перегрузки Апу^0,35. Во время захода на посадку через 30—50 сек после перехода на снижение по глиссаде проис­ходит переключение по сигналу реле времени, обеспечивающее уве­личение коэффициента усиления сигнала Апу. Поэтому на малых высотах (<250 м) блок контроля срабатывает при изменениях перегрузки Апу^:0,27.

В полете вследствие турбулентных возмущений с выхода ДВУ снимаются сигналы t/„ , пропорциональные нормальной перегруз­ке. В самом первом приближении можно считать, что эти сигналы з горизонтальном прямолинейном полете распределены по нор­мальному закону. В таком случае плотность распределения сигна­лов Unyравна 1

где Us —среднее квадратическое отклонение сигнала (тока, напряжения) на

п,-> .

выходе датчика, пропорциональное средней квадратической величине

нормальной перегрузки, определяемой по формуле (1.36);

Um —математическое ожидание сигнала на выходе датчика.

"I

При отсутствии турбулентных возмущений в горизонтальном полете математическое ожидание Umny~0. Турбулентные возму­щения также характерны тем, что РтПу = 0. Поэтому, рассматривая

горизонтальный полет в условиях турбулентности, можно считать Um^ =0 (дрейфами усилителей и постоянными сигналами, вызван­ными погрешностями ДВУ, пренебрегаем). Тогда уравнение (4.6) упрощается:

/ {Uny)—~

Рассмотрим вначале, какова вероятность ложного отключения автопилота Рл. о блоком контроля, имеющим симметричные пороги срабатывания U,0 (см. рис. 4.14), вследствие турбулентных возму­щений. Срабатывание происходит при условии Uny^U^. Тогда вероятность ложного отключения автопилота

Р{иПу<и0)= 5 f{Uny) dU=-—[25]— -и, ~пу У 2я

г0 2 U2

P, o = P{Wny >U0) = -P{ иПу 1 <U0),

(4.7)

и используя таблицы интеграла вероятностей вида [11]

(4.8)

гегко определить вероятность ложного отключения

р

;ля разных значений порога срабатывания С/0 и средних квадра-

‘ИЧЄСКИХ отклонений Uv.

пУ

Если блок контроля имеет несимметричную характеристику (см. >ис. 4.15, а) и срабатывает при напряжениях —1)х и +U2, то веро — [тность ложного отключения автопилота

+ и2

Рл. о = -Р{их<иПи<и,)=—1т — 1 ■ е °n»dU. (4.9)

1/ 0*г •)

Вводя подстановки

* і

пу

и2

ип

[ используя интеграл вероятности вида (4.8), можно определить ;ероятность ложного отключения

^л. о =1 — [ Y ф (к)+■Y ф (/*)]-. (4.10)

Если блок контроля имеет нелинейный элемент типа, изобра­женного на рис. 4.15, б, с порогом срабатывания t/o, вероятность южного отключения определяется из выражения

и2

_ *у

Uo 2U2

U-n, Vln 1

С учетом (4.7 и 4.8)

^.о = 1~ф(0-

Очевидно, что во всех случаях вероятность ложных отключений ем меньше, чем большие значения принимают величины t(tu t2). начит, увеличение порогов срабатывания Uo(Uь U2) и уменьше — ие U оп ведут к уменьшению вероятности ложных отключений

автопилота. Однако увеличение порогов срабатывания лимитирует­ся соображениями обеспечения безопасности при отказах авто­пилота.

Другой путь уменьшения вероятности Рл. о связан с введением фильтров низкой частоты на выходе ДВУ. Благодаря фильтру низ­ких частот происходит сглаживание сигналов, снимаемых с ДВУ. Дисперсия сигналов, поступающих на вход релейного усилителя, уменьшается. Это вытекает также из анализа формулы (1.36), при выводе которой предполагалось, что модулем комплексной передаточной функции системы является модуль передаточной функции для нормальной перегрузки (1.35).

При использовании на выходе ДВУ фильтра низкой частоты среднее квадратическое отклонение сигнала, поступающего на вход релейного усилителя, пропорционально величине

где Гф (/со) —комплексная передаточная функция фильтра.

Напомним, что для наиболее употребительного низкочастотного фильтра с передаточной функцией апериодического звена

і

_______ і

У Г2ш2 — f — 1

где Т — постоянная времени фильтра.

Сравнивая между собой формулы (1.36 и 4.11), нетрудно заме­тить, что благодаря члену И? ф(/(о) во всех случаях а^ф<0л^ • Уменьшение величины сигнала [/а„^ф по сравнению с сигналом U, nt приводит к росту величины t и уменьшению Рл. о при том же

значении порога срабатывания £/0. Следовательно, с точки зрения уменьшения вероятности ложных отключений автопилота жела­тельно применять фильтры с большими постоянными времени. Од­нако применение таких фильтров приводит к заметной задержке в выдаче сигналов неисправности, что в ряде случаев недопустимо по соображениям обеспечения безопасности. По этой причине в по­роговых блоках безопасности, реагирующих на изменение угла атаки и нормальной перегрузки, фильтры либо вообще отсутствуют, либо весьма малы (доли секунды).

Вероятность ложного отключения автопилота пороговыми бло­ками контроля, как правило, минимальна на установившихся режи­мах горизонтального полета. На других режимах эта вероятность

может существенно увеличиваться. Для иллюстрации этого рас­смотрим работу блока контроля, реагирующего на изменение нор­мальной перегрузки во время разворота самолета.

В этом случае на выходе ДВУ имеется постоянный сигнал, про­порциональный приращению нормальной перегрузки,

Аяу = —— — 1 = — С0$ 7 , (4.12)

cos 7 cos 7

где у — угол крена при развороте.

Сигналы, являющиеся следствием турбулентных возмущений, суммируются с этим постоянным сигналом. Плотность распределе­ния сигналов на выходе ДВУ в этом случае описывается уравне­нием (4.6).

Математическое ожидание Umn в этой зависимости опреде­ляется постоянным сигналом, пропорциональным величине Апу, рассчитанной по формуле (4.12).

Определим вероятность ложного отключения автопилота в слу­чае, если в сигнале на выходе ДВУ имеется постоянная составля­ющая (Umn Ф 0).

Для простоты положим, что блок контроля имеет симметрич­ные пороги срабатывания U0 (см. рис. 4.14). Для такого случая

можно по формуле (4.10) определить вероятность ложного отклю­чения.

Если в зависимостях (4.13 и 4.14) Umn положить равным нулю,

то мы получим уравнение (4.7). С помощью таблиц интеграла вероятности (4.8) можно убедиться, что при тех же значениях £/0 и U* , но разных Um, вероятность ложного отключения тем

больше, чем больше величина математического ожидания,

а значит, чем больше угол крена.

Сказанное наглядно иллюст­рирует рис. 4.17. Заштрихован­ный участок под кривой распре­деления на рис. 4.17, а характе­ризует вероятность ложного от­ключения автопилота для слу­чая, когда Um — —0, а на рис.

Пу

4.17, б—когда UTnni ^0. Общая

заштрихованная площадь на рис. 4.17, а меньше, чем на рис.

4.17, б.

/(■*) =———— — сх У 2я

Очевидно, что сказанное о блоках контроля, срабатываю­щих при определенном измене­нии нормальной перегрузки, мо­жет быть распространено также на пороговые блоки, реагирую­щие на другие параметры. В об­щем случае для плотности рас­пределения сигналов х на входе блока контроля справедлива зави

где Ох — среднее квадратическое отклонение сигнала на входе блока контроля; х — математическое ожидание сигнала.

Следует иметь в виду, что приведенные в этом параграфе упро­щенные зависимости, хотя и позволяют достаточно правильно и наглядно показать картину возникновения ложных отключений и проанализировать влияние ряда основных факторов на их вероят­ность, все же грубы для количественной оценки вероятности лож­ных отключений автопилота. Точный расчет вероятности ложных отключений является довольно сложной задачей, требующей при­менения громоздкого математического аппарата. При некоторых условиях эта задача может быть сведена к одной из «задач о вы­бросах», рассматриваемых в теории случайных функций.

В «задачах о выбросах» случайной функции определяется веро­ятность того, что случайная функция в течение заданного интер — v вала изменения своего аргумента не выйдет за определенные пре­делы. Очевидно, что в нашем случае под выбросом понимается f превышение контролируемым параметром порога срабатывания [v блока контроля. Для нормального случайного процесса в теории

случайных функций получены зависимости, позволяющие рассчи­тать среднее число выбросов в единицу времени, среднюю продол­жительность выброса ит. п.[26]. При этом используют не одномерную плотность распределения вероятности f(x) ординаты х случайной функции (4.15), а двумерную плотность распределения вероятно­сти f(x, v), ординаты х случайной функции и ее производной

(х—х)г V-

1 2з2 1 2j2

/(X, V) =—- —Є * • ————- ——е v, (4Л6)

ах у2л av у 2я

где о*2 — дисперсия скорости изменения ординаты случайной функции.

При выводе зависимости (4.16) учитывается, что для стационар­ного нормального случайного процесса ордината случайной функ­ции и ее производная, взятые в один и тот же момент времени, являются независимыми величинами. Кроме того, имеется в виду, что для стационарного процесса математическое ожидание скоро­сти изменения ординаты равно нулю.

Принципиальным недостатком пороговых блоков контроля яв­ляется то, что они допускают возможность первоначальных боль­ших отклонений управляющих поверхностей. Например, вследст­вие неисправности в продольном канале руль высоты может откло­ниться на большой угол прежде, чем блок контроля, реагирующий на изменение перегрузки, отключит автопилот. Вследствие этого самолет первоначально получает значительные угловые скорости со — и ускорения ez. Поэтому даже после отключения автопилота и воз­вращения руля к балансировочному положению может возникнуть недопустимо большой заброс по углу атаки и перегрузке.

Вместе с тем в ряде случаев применение пороговых блоков конт­роля оказывается весьма целесообразным. В первую очередь это относится к блокам контроля, реагирующим на относительно мед­ленно изменяющиеся параметры. Так, при заходе на посадку при­менение порогового блока контроля целесообразно для выдачи сигнала о недопустимом отклонении самолета от заданной посадоч­ной траектории (по сигналам КРМ и ГРМ). Другим примером мо­жет служить пороговый блок контроля, выдающий сигнал о дости­жении некоторого предельного крена. Как указывалось ранее, если летчик не наблюдает за авиагоризонтом, то он может не заметить довольно больших кренов. В связи с этим на самолетах применяют блоки контроля, выдающие сигналы: «Велик крен левый» и «Велик крен правый» при кренах более 30—35° в маршрутном полете (на высотах более 200 м) и более 12—15° на режимах захода на посад­ку (на высотах менее 200 м). При этом часто ограничиваются только выдачей светового сигнала, не отключая автопилот.