Блоки контроля сигналов в схеме автопилота

Блоки контроля этого типа могут быть подразделены на две группы. К первой группе относятся блоки, срабатывающие, если контролируемый параметр автопилота превышает некоторое пре­дельное значение в течение определенного времени. Ко второй груп­пе относятся блоки, основанные на принципе сравнения.

Блоки контроля первой группы нашли широкое применение для контроля работы контура сервопривода (контура рулевой машин­ки) автопилота (рис. 4.18). Их принцип действия таков.

Сигнал ДБ’, поступающий с выхода вычислительного устройства (агрегата управления, или, короче, вычислителя) на вход усилите­ля рулевой машинки, может быть представлен в следующем виде:

kU — U-z—U 0-с,

где U,, — сумма сигналов датчиков и задающих устройств автопилота;

Uо. о —сигнал обратной связи.

t

При исправной работе автопилота сигнал U0,c после отклонения управляющей поверхности на соответствующий угол компенсирует сигналы Us. Скорость отклонения управляющих поверхностей ру­левыми машинками велика, компенсирующий сигнал поступает очень быстро. Поэтому в исправном автопилоте сигнал AU одного знака (полярности, фазы) подается в течение ограниченного про­межутка времени — времени отклонения управляющей поверхности. Если на самолет воздействуют турбулентные возмущения или если в сигналах датчиков имеются помехи, то происходят изменения сигналов U s, которые компенсируются сигналом t/0.c. При этом сигнал AU имеет вид импульса того или иного знака.

Длительный сигнал А0 одного знака свидетельствует о том, что рулевая машинка либо вообще не отклонила руль, либо отклонила его в неправильном направлении. Очевидно, что и в том и в другом случае автопилот неисправен.

Сказанное справедливо при условии, если рулевая машинка раз­вивает большой тяговый момент и концевые выключатели не огра-

ничивают отклонений управляющих поверхностей. Как правило, углы отклонения данных поверхностей от автопилота все же ока­зываются ограниченными. Вследствие этого ограничена величина сигнала обратной связи £/0.стах. Поэтому при воздействии на само­лет сильных возмущений, при больших сигналах с задатчиков и т. п. сигнал С/о. с шах может оказаться недостаточным для компенсации сигналов £/s. В таком случае разностный сигнал AU действует до тех пор, пока под влиянием отклоненного руля (элеронов) пара­метры движения самолета не изменятся таким образом, что сиг­налы Uz уменьшатся до величины t/0.cmax* Обычно это происходит за счет сигнала датчика угловой скорости.

Таким образом, при ограничении углов отклонения управляю­щих поверхностей сигнал AU=-U* — t/0.cmax уменьшается со ско­ростью изменения сигналов Us и при больших начальных сигналах Uz существует относительно долго.

При рациональном подборе углов ‘отклонения управляющих поверхностей и введении некоторых ограничений в использовании автопилота подобные случаи сравнительно редки. Поэтому пока их учитывать не будем.

Основным элементом блоков контроля рассматриваемого типа является фильтр низких частот (или реле времени). Постоянную времени такого фильтра (или задержку реле) выбирают такой, чтобы кратковременные (импульсные) сигналы при нормальной ра­боте автопилота не проходили через него. Сигналы большой дли­тельности, свидетельствующие о неисправности автопилота, прохо­дят через этот фильтр (реле времени) на релейный усилитель, при срабатывании которого выдается сигнал на отключение авто­пилота.

Однако рассмотренный блок контроля не реагирует на отказы, приводящие к пропаданию сигнала AU на выходе вычислительного устройства или усилителя, поскольку при этом на фильтр (реле) не поступает никакого сигнала. В режиме стабилизации, особенно в условиях турбулентности и при наличии помех в сигналах дат­чиков, управляющие поверхности практически все время колеблют­ся относительно балансировочного для данного режима положе­ния. Если такой отказ произошел, когда управляющая поверхность находилась в отклоненном положении, то самолет может выйти на недопустимый режим полета.

От этого недостатка свободен блок контроля, схема которого представлена на рис. 4.19.

Этот блок имеет собственное вычислительное устройство, на вход которого подаются те же сигналы, что и на вход вычислитель­ного устройства (агрегата управления) сервопривода автопилота. При исправной работе автопилота сигналы датчиков и задающих устройств компенсируются сигналом обратной связи. В случае воз­никновения неисправности в автопилоте на выходе вычислительно­го устройства блока контроля появляется длительный сигнал. Та­ким образом, по своему принципу действия этот блок контроля

аналогичен ранее рассмотренному (см. рис. 4.18). Вместе с тем при возникновении в автопилоте отказов, приводящих к пропада­нию сигналов на выходе вычислительного устройства и усилителя рулевой машинки, на выходе данного устройства блока контроля появляется сигнал. Он является следствием того, что при отсутст­вии управляющего сигнала рулевая машинка не перемещает руль (элероны) и сигнал обратной связи не компенсирует сигналы дат­чиков и задающих устройств.

Вычислительное устройство блока контроля может рассматри­ваться как аналог (модель) такого же устройства (агрегата уп­равления) автопилота. Поэтому если в данном устройстве авто­пилота происходит не только суммирование входных сигналов, но и. их преобразование, то это же должно происходить и в вычисли­тельном устройстве блока контроля. Иначе говоря, передаточные функции (законы управления) обоих вычислительных устройств должны быть если не одинаковы, то весьма близки. В противном случае даже при исправном автопилоте выходные сигналы вычис­лительных устройств могут существенно различаться. Вследствие этого могут иметь место ложные отключения автопилота.

Очевидно, что с этой точки зрения наилучший результат до­стигается, если оба вычислительных устройства одинаковы по элек­трической схеме. Однако с точки зрения надежности и экономич­ности это нецелесообразно.

Поскольку отключение автопилота происходит не только при его отказах, но и при неисправностях блока контроля, необходимо, чтобы данный блок был как можно более надежен. Считается, что надежность блока контроля должна быть на один-два порядка вы­ше надежности контролируемого контура автопилота. Следует так­же учитывать, что для срабатывания релейного усилителя, отклю­чающего автопилот, нужны сигналы значительно меньшей мощно-

сти, чем для работы рулевой машинки. Поэтому в блоках контроля применяют сравнительно простые, маломощные, высоконадежные вычислительные устройства.

В простейшем случае вычислительное устройство блока конт­роля представляет собой сумматор, реализованный на магнитном усилителе с несколькими сигнальными обмотками. На эти обмотки в определенной пропорции подаются сигналы датчиков, задающих устройств и обратной связи.

Если передаточная функция (закон управления) основного вы­числительного устройства меняется по режимам полета, то соот­ветственно должна меняться и передаточная функция аналогового устройства.

Блоки контроля рассмотренного типа используются в бортовой системе автоматического управления САУ-1Т для выдачи сигналов на отключение неисправного и включение дублирующего канала автопилота.

Выше уже указывалось, что при ограничении углов отклонения управляющих поверхностей сигнал ДU на входе усилителя руле­вой машинки может быть сравнительно продолжительным. Если постоянная времени фильтра или задержка реле времени недоста­точны, то это приводит к выдаче сигнала на отключение исправного автопилота. Вместе с тем увеличивать постоянную времени и за­держку нежелательно, так как запаздывание отключения неисправ­ного автопилота может привести к возникновению опасной ситуа­ции. По этим причинам блокам контроля рассмотренного типа свой­ственны ложные отключения автопилота.

Стремление избавиться от этого недостатка привело к появле­нию блоков контроля с логической коррекцией (рис. 4.20).

Как и в предыдущих случаях, в этой системе оценка исправ­ности автопилота производится по длительности управляющих сиг­налов. В зависимости от фазы сигнала А £/, снимаемого с вычис­лительного устройства (блока управления), появляется управляю­щий сигнал постоянного тока U или U2 на одном из двух выходов

г4 si:

Рис. 4.21. К принципу действия блока контроля с логической коррекцией

усилителя. Через развязывающий диод Д1 или Д2 и размыкающий контакт реле Р1 или Р2 этот сигнал попадает на реле. времени.

Управление реле Р1 и Р2 осуществляет аналоговое устройство (аналог), на вход которого подаются сигналы датчиков (кроме сигналов датчиков угловой скорости) и задающих устройств авто­пилота. При исправной работе автопилота примерно одновременно с появлением сигнала U на выходе аналогового устройства V по — ‘ является сигнал £// или сигналы U2 и U2.

При появлении сигнала U разрывается цепь прохождения сиг­нала U на реле времени, а при появлении сигнала U2′ — цепь сиг­нала U% Поэтому при одновременном появлении даже длительных сигналов U и U или U2 и U2 реле времени не срабатывает. Бла­годаря этому исключаются ложные отключения автопилота при резких отклонениях рукояток управления и сильных возмущениях, приводящих к выдаче больших управляющих сигналов.

Работу блока контроля с точки зрения выполняемых в нем ло­гических операций наглядно иллюстрирует рис. 4.21. Сигнал на вы­ходе схемы совпадения «И» появляется только при наличии сигна­лов на всех входах схемы. При отсутствии сигнала хотя бы на одном входе сигнал на выходе схемы «И» отсутствует. Операция, выполняемая на такой схеме, называется логическим умножением, или конъюнкцией. Знак умножения обозначается символом &.

Сигнал на выходе схемы отрицания «НЕ» (схема инвертора) появляется тогда, когда на ее входе нет сигнала. Наоборот, при по — .. явлении сигнала на входе схемы «НЕ» на ее выходе сигнал отсутст­вует. В качестве символа отрицания служит прямая черточка, по­ставленная над входной величиной.

Сигнал на выходе собирательной схемы «ИЛИ» появляется при наличии сигналов на одном, нескольких или всех входах схемы. Операция, выполняемая на схеме «ИЛИ», называется логическим ;v сложением, или дизъюнкцией. Знак сложения обозначается f символом V.

; Применительно к рис. 4.21, из этого вытекает следующее. Сиг — І’ нал и (не U) на выходе схемы «НЕе» появляется при отсутствии V сигнала U на выходе аналогового устройства, а сигнал V2 (не Г U2) появляется на выходе схемы «НЕ2» при отсутствии сигнала ^ U2. Сигнал U&U {UiV) на выходе схемы «Иі» появляется при I наличии одновременно сигналов Vі и £7/, а сигнал U2&.02 (U202 ) І на выходе схемы «И2» — при наличии одновременно сигналов U2

и U2. Сигнал U* на выходе схемы «ИЛИ» появляется при наличии сигналов на выходе хотя бы одной из схем «И»:

и* = и і & ГА V и2 & П2 (4.17)

или в упрощенной записи [27]

и* = игиі + Щ%. (4.17а)

Таким образом, на реле времени сигнал со схемы «ИЛИ» вы­дается в двух случаях: если имеется сигнал U и при этом отсутст­вует сигнал U, или, если имеется сигнал U% но при этом отсутст­вует сигнал U2.

При исправной работе автопилота сигналы U и U или U2 и U2 появляются одновременно. В таком случае на схему «Иі» по­ступает только один из сигналов U или U\ а на схему «И2» — один из сигналов U2 или U2. Следовательно, логические произведе­ния Ui&U/(UiUi’) и U2&U2 (U2U2) не образуются. Поэтому сиг­налы на схему «ИЛИ» и на реле времени не поступают (независи­мо от длительности управляющих сигналов Ux и И2).

При возникновении в автопилоте неисправностей, приводящих к появлению сигналов f/j и U2 и отсутствию одновременно с этим соответствующих сигналов U и U2j на реле времени будет про­ходить сигнал U* с логической схемы. Если длительность сигнала U* превышает время задержки (обозначим это событие t*)y то реле времени срабатывает и выдает сигнал U0 (см. рис. 4.20) на отключение неисправного канала автопилота, т. е. Uo=U*&t* или с учетом (4.17) выражение для сигнала Uо примет вид:

U0 = U1&U[&t*VU2&V2&t* (4.18)

или

+ (4.18а)

При возникновении отказов, не сопровождающихся выдачей сигналов Ь и U2, сигнал U0 не появится. Следовательно, при таких отказах рассматриваемый блок контроля неэффективен. Основное назначение этого блока — контроль отказов, сопровождающихся сравнительно длительной выдачей управляющих сигналов, кото­рые могут привести к отклонению управляющей поверхности с большой скоростью, т. е. для контроля так называемых резких отказов.

Из формулы (4.18) очевидно, что отказы в блоке контроля, при­водящие к исчезновению сигналов U и 02 прекращают контроль отказов автопилота. Если вследствие отказа имеются постоянные

Рис. 4.22. Блок контроля с логической коррекцией по отклонению руля высоты

сигналы U и Uъ (отсутствуют сигналы U и U2′), то прекраща­ется действие логической коррекции.

Логическая функция (4.18), характеризующая работу блока контроля (см. рис. 4.20), может быть реализована по другим схе­мам и на других элементах. Вместо реле могут быть использованы бесконтактные элементы, например, диодные схемы. Поэтому раз­нообразные по схемам блоки контроля с логической коррекцией удобнее всего рассматривать по реализованным в них логическим функциям.

В дополнение к блоку контроля (см. рис. 4.20) в бортовой сис­теме БСУ-ЗП имеется еще другой блок контроля (рис. 4.22), в ко­тором применена логическая коррекция по отклонению руля вы­соты.

Для уяснения его принципа действия вспомним, что при исправ­ной работе автопилота сигнал обратной связи компенсирует сиг­налы датчиков и задающих устройств. Поэтому знак сигнала, сни­маемого с датчика обратной связи, определяется знаком суммы сигналов датчиков и задающих устройств. В таком случае знаки сигналов на выходе датчика обратной связи и аналогового устрой­ства, на вход которого подается эта сумма сигналов (кроме сиг­нала датчика угловой скорости), также находятся в определенной взаимосвязи.

При исправной работе автопилота примерно одновременно с сигналом U на выходе аналогового устройства появляется сигнал Uf с датчика обратной связи, в качестве которого использован плавающий концевой выключатель (см. рис. 4.9). Аналогично по­являются сигналы U2 и U2r.

Воспользовавшись рис. 4.23 и опустив промежуточные рассуж­дения, запишем логическую функцию для этого блока контроля

и0=и[ & П & Г VU2&U2& Г ■ (4.19)

или U0 = U1U1F + U2U2tw, (4.19а)

где /** — задержка реле времени.

Таким образом, сигнал Uо об отказе автопилота выдается, если в течение времени более t** имеется сигнал U{ на выходе аналога, но при этом нет сигнала U на выходе плавающего концевого вы­ключателя, или, если в течение такого времени имеется сигнал TV, но нет сигнала U2".

При отказах в блоке контроля, приводящих к исчезновению сиг­налов U и U2 или и’ и и2 (имеются постоянные сигналы U" и LVO» контроль отказов автопилота прекращается. Если вследствие отказа в блоке контроля имеются постоянные сигналы 0" и 02г (нет сигналов U" и U2"), то прекращаются действия логической коррекции и блок контроля работает, как показано на рис. 4.19.

Объединив зависимости (4.18 и 4.19), получим логическую функ­цию двух параллельно работающих блоков контроля (см. рис. 4.20 и 4.22).

(J0 *= иг & и[ Г1/и2 &U2&t*VU’2&U2& Г (4.20)

или

U0 = U-JJ’if + LT’iUlr+Ufl2t*+U2U2f*. (4.20a)

Из анализа этой зависимости вытекает, что отказы аналогового устройства, приводящие к исчезновению или постоянному действию сигналов U/ к U2 не приводят к прекращению контроля исправно­сти автопилота. Однако при этом могут начаться ложные отключе­ния автопилота. При исчезновении Ы они происходят за счет пер­вого члена, а при исчезновении Uf2 — за счет третьего члена зави­симости (4.20). Источником ложных отключений при постоянном сигнале Uif является второй член, а при постоянном сигнале 1)’2 — четвертый член этой зависимости.

Также очевидно, что комбинация двух блоков контроля позво­ляет обнаруживать отказы автопилота, при которых отсутствуют сигналы Uі и U2 на выходе усилителя рулевых машинок. Но отказы автопилота, приводящие к одновременному исчезновению сигналов на выходе этого усилителя и аналогового устройства, этими блока­ми контроля не выявляются.

Схемы блоков контроля с логической коррекцией и их логиче­ские функции могут быть весьма разнообразны. Даже в блоках контроля одного назначения вместо одних сигналов могут исполь­зоваться другие. Например, в блоке контроля продольного канала БСУ-ЗП (см. рис. 4.22) в качестве сигнала обратной связи исполь­

зован сигнал с плавающего концевого выключателя. В подобном по назначению блоке контроля бокового канала БСУ-ЗП вместо сиг­нала обратной связи элеронов используется сумма сигналов угло­вой скорости крена и производной так называемого заданного крена.

Для построения логической коррекции по существу необходимо иметь не менее двух источников информации о контролируемом процессе. На рис. 4.20 такими источниками были усилитель рулевой машинки и аналоговое устройство, а на рис. 4.22 — аналоговое уст­ройство и плавающий концевой выключатель. Увеличение числа источников аналогичной информации расширяет возможности по­строения блоков контроля с логической коррекцией. Наиболее пол­но такие возможности могут быть реализованы при использовании для обработки информации цифровых вычислительных машин.

Применение логической коррекции оказывается эффективным и в других средствах обеспечения безопасности полета. Например, такого рода коррекция (контактное устройство) используется в системе контроля автомата триммирования АТ-2. Это устройство, находящееся в датчике усилий автомата триммирования, служит вторым источником информации о знаке усилий в системе управле­ния рулем высоты. С некоторыми другими логическими устройства­ми, применяемыми в средствах обеспечения безопасности автома­тического полета, мы познакомимся позднее.

Теперь перейдем к рассмотрению блоков контроля второй груп­пы— блоков контроля сигналов в схеме автопилота, основанных на принципе сравнения. Для уяснения этого принципа представим се­бе, что на самолете, каждая управляющая поверхность которого состоит из двух частей (секций), установлены два одинаковых ав­топилота. Каждый из них имеет комплект датчиков сигналов, вычи­слительные устройства, усилители, рулевые машинки (на рис. 4.24 показано только по одному каналу этих автопилотов).

В таком случае в одинаковых точках схемы сигналы в обоих автопилотах, если они исправны, одинаковы. Следовательно, раз­ность этих сигналов, измеряемая с помощью сравнивающих уст-

Рис. 4.24. К принципу действия блоков контроля, работающих на принципе сравнения

ройств (компараторов), равна нулю. Неисправность в любом из автопилотов приводит к появлению разностного сигнала на выходе одного или нескольких последовательно установленных компарато­ров. Эти сигналы используются для одновременного отключения обоих автопилотов, поскольку в сдвоенной системе не представля­ется возможным определить, вследствие отказа какого из них поя­вился разностный сигнал.

В исправных автопилотах передаточные функции однотипных элементов весьма близки и расхождение в сигналах, снимаемых с одинаковых точек, невелико. Поэтому в такой системе уровень сиг­нала рассогласования (разностного сигнала), при котором отклю­чаются автопилоты, может быть достаточно мал. Поэтому отклю­чение автопилотов происходит прежде, чем практически заметно изменятся параметры движения самолета. После отключения авто­пилотов самолет остается в сбалансированном положении. Такое отключение часто называют мягким отключением.

Мягкость отключения отказавшего канала является важнейшим преимуществом рассматриваемого метода обеспечения безопасно­сти в системах автоматического управления заходом на посадку. Другим важным достоинством этого метода является то, что конт­ролируются все элементы автопилота, включая датчики сигналов.

Допустим, например, произошел завал гироскопа в гироверти­кали канала 1. Вследствие рассогласования сигналов в точках Ґ и 7", 2′ и 2", Зг и 3" на выходе компараторов № 1, 2 и 3 появляются сигналы отказа. В принципе для обеспечения безопасности полета при любых отказах было бы достаточно компаратора № 3, сравни­вающего сигналы на последних элементах. Однако применение ком­параторов сигналов предыдущих элементов позволяет, во-первых, выявить отказ раньше, чем сработает последний компаратор, и, во-вторых, получить информацию, в какой группе элементов систе­мы произошел отказ. В рассматриваемом случае сигнал компарато­ра № 1 позволяет установить, что произошел отказ одного из вы­числительных устройств или одного из датчиков. Часто такой информации летчику достаточно для того, чтобы, воспользовав­шись показаниями пилотажных и навигационных приборов, опре­делить, какой из вычислителей или датчиков отказал.

Рассмотренный принцип действия использован для сигнализа­ции неисправностей в пилотажной системе «Путь». Работу сигнали­зации неисправностей продольного канала системы «Путь» иллю­стрирует рис. 4.25. В данном случае сравниваются сигналы откло­нений командных стрелок тангажа bHl и оя2, снимаемых с вычис­лителей:

3Яі = гУ(/г,)181 + ГУ(/,)1С;

Разностный сигнал, поступающий на вход компаратора Л6л = = — 8//..В качестве компаратора используется машитио-элск-
тронный усилитель, статическая характеристика которого показана на рис. 4.26. Реле, включенное на выходе усилителя, срабатывает (точка 1) при разностном сигнале Д-бн, соответствующем расхож­дению командных стрелок тангажа на пилотажных приборах ПП* ■и ПП2 на величину 6±2 мм. При этом загорается лампа «Путь — Прод.» на приборной доске и выдается сигнал отказа, который при заходе на посадку отключает вычислитель пилотажной системы от автопилота (на высотах ниже 200 м).

Из соображений безопасности порог срабатывания реле жела­тельно делать как можно меньшим. Однако это лимитируется воз­можностью ложных срабатываний сигнализации. Дело в том, что из-за разброса характеристик радиотехнических элементов (сопро­тивлений, конденсаторов и др.) передаточные функции (р)L и

Wlfi{p)2 так же, как WH (р) і и W*H{p)2 все же отличаются друг от друга. Вследствие этого на переходных режимах могут возни­кать сигналы Д6н, приводящие к срабатыванию реле. Информацию об отказах гировертикали, связанных с завалом гироскопа, летчик может получать не только от компаратора. Это видно также по по­казаниям пилотажного прибора, в состав которого входит указатель дистанционного авиагоризонта. Сравнивая показания обоих пило­тажных приборов и резервного авиагоризонта, легко выявить отка­завшую гировертикаль. Очевидно, что отказы ГРП, выдающего сигналы в оба вычислителя, компаратор контролировать не может.

Ч? У*

Сигнализация неисправностей бокового канала системы «Путь» построена по такой же схеме. Она позволяет контролировать отказы вычислителей и гировертикалей.

Курсовой радиоприемник и курсо­вая система, подключенные к обоим вычислителям, не контролируются.

В настоящее время на самолеты устанавливают, как правило, две пилотажные системы с приборами

Руледая рУль машинка !злеран) Сигнал кампа- ратор отказа

Усилитель

Сигнал отказа

Компа — ратор

Аналог

Рис. 4.27. К принципу действия блоков контроля, работающих на принципе срав-
нения с использованием аналогов

для левого и правого летчиков. Для контроля исправности этих си­стем достаточно установить компараторы сигналов на выходе вы­числителей продольного и бокового каналов. Если же нужно кон­тролировать сдублированный автопилот, то в соответствии с рис. 4.24, кроме компараторов, необходимо устанавливать еще один комплект автопилота, что связано с большими техническими труд­ностями. Однако даже при наличии двух автопилотов система ав­томатического управления в целом остается одноотказной: она ра­ботает только до первого отказа, после чего отключаются оба автопилота. К тому же вероятность отказа сдвоенной системы ав­томатического управления удваивается. Вследствие этого примене­ние подобных систем оказывается неоправданным.

В одноотказной системе второй автопилот необходим только для контроля. Поэтому целесообразно заменить его элементы (все или некоторые) простыми и надежными моделями (аналогами). Напри­мер, усилитель и рулевая машинка канала № 2 заменены моделью (аналоговым устройством) (рис. 4.27). Эта схема, как и схема, показанная на рис. 4.24, обеспечивает мягкость отключения. Вместе с тем отсутствие второй рулевой машинки и исключение необходи­мости разделения на две части управляющих поверхностей самоле­та существенно упрощают ее реализацию. Отметим, что исключение из схемы компаратора сигналов на выходе усилителей, являющихся сравнительно простым и надежным элементом автопилота, несу­щественно уменьшает контролеспособность этой системы.

Для построения аналога датчика углового положения самолета можно воспользоваться датчиком угловой скорости. Так, для слу­чая, когда на самолете имеется одна гировертикаль (ГВ) и датчик угловой скорости крена (ДУС) сравнение сигналов крена можно осуществить по схемам, показанным на рис. 4.28.

На рис. 4.28, а последовательно с ДУС установлен корректи-

w (р)гв

рующий фильтр с передаточной функцией W (р)ф=———————— .

w (/>)дус

Благодаря этому передаточные функции обеих цепей оказыва­ются одинаковыми и, следовательно, Очевидно, что в

простейшем случае корректирующий фильтр представляет собой
интегрирующее звено С передаточной функцией W {р) ф=—. Схе-

р

ме, изображенной на рис. 4.28, а, присущ серьезный недостаток, связанный с накапливанием ошибок на выходе этого звена, вслед­ствие чего, даже при условии исправности обоих датчиков, с тече­нием времени различие в сигналах U и U^ нарастает, что в конеч­ном итоге приводит к ложному отключению.

От этого недостатка свободна схема, показанная на рис. 4.28, б. Здесь сигнал, снимаемый с гировертикали, пропускается через кор­ректирующий фильтр с передаточной функцией

^ (/Одус W(p) гв

В простейшем случае этот фильтр должен был бы представлять идеальное дифференцирующее звено (№(р)ф = кр). Реальная пере-

k D

даточная функция имеет виді^ (р)ф- — . При малых значе-

Тр ■ f 1

ниях Т это различие несущественно. С учетом флуктуации сигнала последняя передаточная функция даже предпочтительнее с точ­ки зрения уменьшения вероятности ложных отключений.

Таким образом, в этой схеме сравнение ведется по сигналам уг­ловых скоростей ІГ и Uт. Отсюда вытекает основной недостаток этой схемы сравнения: в ней не контролируются медленные завалы гировертикали (с угловыми скоростями менее порога срабатывания компаратора). Тем не менее в системах автоматического управле­ния, устанавливаемых на легкие самолеты, применение подобных схем сравнения оказывается целесообразным.

Рассмотренный принцип сравнения сигналов ГВ и ДУС являет­ся частным случаем сравнения сигналов двух датчиков информа­ции, один из которых дает информацию о контролируемом парамет­ре, а другой — о скорости изменения этого параметра.

271

Рис. 4.29. Сравнивающее устройство

Применение корректирующих фильтров в схемах сравнения от­крывает широкие возможности для контроля не только датчиков информации, но’ и других элементов бортовых систем автоматиче­ского управления.

Выше отмечались два противоречивых требования, которые при­ходится учитывать при выборе порога срабатывания компараторов. Для обеспечения мягкого отключения порог должен быть возможно меньше, а для уменьшения вероятности ложных отключений — воз­можно больше. Вероятность ложных отключений возрастает, если в сравниваемых сигналах содержатся значительные по величине постоянные составляющие, которые обычно являются следствием дрейфов усилителей.

Большие трудности по предупреждению ложных отключений возникают, когда вычислитель пилотажной системы (вычислитель сигналов траєкторного управления) реализован по интегральному закону. В этом случае даже при нормальной работе вычислителей и датчиков сигналов системы сигналы, подаваемые на компаратор, могут существенно различаться. Для уменьшения вероятности лож­ных отключений в некоторых случаях сигналы на компаратор по­дают через изодромный фильтр, имеющий передаточную функцию

W(р)=———. Как известно, такой фильтр не пропускает посто-

Тр -J — 1

янные и медленно меняющиеся составляющие сигналов. В других случаях на изодромный фильтр подают разностный сигнал.

Иногда для уменьшения вероятности ложных отключений в со­став компаратора может входить цепь задержки (фильтр низких частот, реле времени). Их назначение в блоках контроля рассматри­ваемого типа такое же, как и в пороговых блоках контроля, работа которых была подробно рассмотрена выше.

При использовании изодромных фильтров блоки контроля не реагируют на медленные отказы, например на медленные завалы гировертикали. Для контроля подобного рода отказов блоки конт­роля с изодромными фильтрами часто дополняют пороговыми бло­ками контроля. Интересное решение этой задачи найдено в комби­нированном блоке контроля, применяемом в системах автоматиче­ской посадки на самолетах фирмы Боинг (рис. 4.29).

Сравниваемые сигналы поступают через два входа на дифферен­циальный усилитель. С его выхода разностный сигнал подается на полупроводниковый триггер через две цепи. В одну из них включен изодромный фильтр, в другую — регулятор порога срабатывания сравнивающего устройства по медленно меняющимся сигналам. С помощью этого регулятора, а также подбором параметров изо — дромного фильтра, по-существу определяющего порог срабатыва­ния по быстро меняющимся сигналам, можно добиться того, что сравнивающее устройство будет эффективно реагировать и на быст­рые, и на медленные отказы. При этом порог срабатывания сравни­вающего устройства при всех видах отказов получается весьма низким. Для уменьшения вероятности ложных отключений на вы­ходе триггера включена цепь задержки.

Интересной особенностью этой схемы является то, что при от­сутствии или малом сигнале на входе триггера на его выходе име­ется напряжение. Если на вход триггера подается сигнал, превы­шающий порог срабатывания, то его выходное напряжение падает до нуля, что и является сигналом отказа.

До сих пор мы рассматривали устройства сравнения сигналов от двух источников информации. Если же имеется более двух ис­точников однотипной информации, то оказывается возможным вы­явить не только факт отказа, но и отказавшую цепь или элемент. Поэтому с появлением в последние годы на самолетах многоканаль­ных бортовых систем автоматического управления принцип сравне­ния сигналов получил весьма широкое применение. Следует ука­зать, что появление таких систем было продиктовано в первую очередь необходимостью обеспечения высокой надежности аппара­туры автоматического управления посадкой самолетов.

Учитывая важность и определенную самостоятельность этого вопроса, мы подробно познакомимся с примерами реализации прин­ципа сравнения сигналов для контроля исправности в системах, имеющих три и более однотипных каналов или элементов. Это будет сделано в следующем параграфе.