Автоматическое управление на этапе выравнивания

Согласно работе [27], требования к автоматическим системам управления самолетом при заходе на посадку формулируются сле­дующим образом:

— точка приземления самолета должна лежать в пределах Lnp=—150…+500 м от места расположения ГРМ;

— вертикальная скорость самолета в момент касания (Уупр) должна быть отрицательной и по абсолютной величине не превы­шать 2,4 м/с;

— боковое отклонение (znp) от оси луча КРМ в момент призем­ления не должно превышать ±8,2 м.

Эти требования должны выполняться при действии встречного ветра скоростью 13 м/с, попутного ветра скоростью до 5 м/с, боко­вого ветра со скоростью до 8 м/с и градиентом изменения скорости ветра по высоте 4 м/с за 30 м.

В штилевых условиях те же параметры не должны превышать соответственно следующих значений: Lnp=—75…380 м, Рупр= = — 1,2 м/с и Znp=±5 м.

На конечном этапе полета прямолинейная траектория глиссады переходит в криволинейную траекторию выравнивания. Эта тра­ектория должна обеспечивать постепенное уменьшение вертикаль­ной скорости снижения самолета от скорости, соответствующей пла­нированию по глиссаде, до скорости приземления Vynp=—0,4… …0,6 м/с.

Траекторию выравнивания можно задать в виде некоторой кривой, жестко связанной с точкой начала выравнивания и точкой приземления. Сигнал отклонения от этой «жесткой» траектории можно использовать для формирования сигнала управления. По­добная траектория выравнивания, кинематически жестко связан­ная с ВПП, позволяет точно вывести самолет в точку приземления.

Однако, в процессе стабилизации самолета на «жесткой» тра­с-953

ектории встречаются значительные трудности из-за малого времени процесса выравнивания, соизмеримого с временем переходного про­цесса стабилизации на заданной траектории при действии различ­ных возмущений. При возвращении самолета на заданную траек­торию выравнивания после случайного отклонения может потре­боваться чрезмерное отклонение управляющих поверхностей. Кро­ме того, в настоящее время отсутствуют наземные и бортовые сред­ства информации, необходимые для формулирования «жесткой» траектории, поэтому подобные траектории для приземления граж­данских самолетов не используются.

В настоящее время для построения систем посадки гражданских самолетов применяются экспоненциальные траектории, формиру­емые с помощью бортовых устройств и кинематически жестко не связанные с ВПП. В системе не образуется контура стабилизации отклонения от заданной траектории, а имеет место сравнительно быстродействующий контур стабилизации вертикальной скорости. Недостатком подобного способа задания траектории выравнивания является возможность сравнительно больших ошибок в положении точки приземления. Достоинством этого способа формирования

траектории является отсутствие специальных наземных средств за­дания опорной траектории.

Экспоненциальная траектория имеет место, если в каждый мо­мент времени вертикальная скорость снижения самолета пропор­циональна его текущей высоте, т. е.

Vy=-j-H. (5.100)

Поскольку УуТаЙ, то решение дифференциального уравнения 5.100 имеет вид

_ t

H(t)=H0e г, ~ (5.101)

где Я0 — высота начала выравнивания; Т — постоянная экспонен­ты; t — текущее значение времени.

Асимптота экспоненты (5.101) расположена на уровне ВПП. Взяв производные от обеих частей равенства (5.101), получим урав­нение для текущей вертикальной скорости

^(0=~^е“К (5.102)

При (=0 Vy{0) =Йо=Н0/Т. С учетом этих начальных условий уравнение (5.102) может быть представлено:

Уу(1)=Н0е~*

с помощью которого можно проследить изменение вертикальной скорости в процессе выравнивания.

Однако, если строить траекторию выравнивания по уравнению (5.100), то самолет в момент приземления будет иметь малую вер-

Рис. 5.11, Экспоненциальная траектория выравнива­ния

‘ пкальную скорость при большой дальности точки касания от ГРМ.

Величина дистанции выравнивания может быть сокращена, ес­ли допустить, что при соприкосновении с землей самолет имеет заданную вертикальную скорость приземления Vyvp. В соответст­вии с равенством (5.101) самолет имеет такую вертикальную ско­рость на высоте

Hnp=TVynr (5.103)

Таким образом, для того чтобы самолет при приземлении имел вертикальную скорость Vyпр необходимо, чтобы асимптота экспо­ненты проходила ниже уровня ВПП на величину Япр (рис. 5.11). В этом случае уравнение экспоненты выравнивания имеет вид

-Va^-L-H+V (5.104)

или

T^-+H-Hnv=0. (5.105)

Для обеспечения плавного перехода от траектории планирова­ния к экспоненциальной кривой необходимо, чтобы в точке начала выравнивания касательная к экспоненте сопрягалась с глиссадой. Это условие обеспечивается выбором постоянной экспоненты Т. Полагая, что при Я=ЯВ=Я0—Япр

Vy=-V* о,

из уравнения (5.105) с учетом равенства (5.103) находим:

у — ____ Яп

^0 + ^пР ’

де V — скорость полета; во — угол наклона глиссады.

Для выравнивания по экспоненциальной траектории необходи­мо, чтобы вертикальная скорость снижения менялась в соответствии г уравнением (5.104), которое определяет заданное значение вер­тикальной скорости, зависящее от высоты полета:

^зЭд=у — + ‘^пр. (5.106)

С использованием в качестве координаты управления угла тан­гажа в системе управления формируется контур стабилизации вер­тикальной скорости для отработки Vyзад, меняющийся по высоте полета согласно уравнению (5.106):

b3w=Kvy(Vyaa! i—Vy) +“(^»ад — Уу>-

Для реализации этого закона управления необходимо иметь ин­формацию о текущей высоте полета и вертикальной скорости. В си­стемах управления выравниванием в качестве датчика высоты ис­пользуют радиовысотомер, сигнал вертикальной скорости формиру­ется путем комплексирования сигналов радиовысотомера и акселе­рометра.

Для уменьшения рассеяния точки приземления в системе необ­ходимо иметь большие значения передаточных коэффициентов, что может привести к возникновению колебаний. Поэтому для улучше­ния динамических характеристик применяется комбинированное управление с использованием программного управления траекто­рией. Для формирования программной траектории вводят обычно линейное отклонение руля высоты по времени, которое обеспечива­ет движение самолета по траектории, близкой к заданной. Коррек­тировка траектории осуществляется замкнутым контуром стабили­зации заданной вертикальной скорости. В этом случае передаточ­ные коэффициенты замкнутого контура стабилизации К? у3ад имеют меньшие значения. Закон управления рулем высоты на выравнива­нии может быть записан в следующем виде:

К— — яг<_)-^заі-Ь^а.6алЧ-‘К’а)гшг! (5.107)

где at — программный сигнал управления рулем высоты; сог — угло­вая скорость тангажа; бв. бал — балансировочное значение руля вы­соты; Фзад — заданное значение угла тангажа.

Значения параметров программного управления и передаточ­ных коэффициентов замкнутых контуров в значительной мере оп­ределяются влиянием близости земли на силы и моменты, действу­ющие на самолет.

Дискретный аналог закона управления посадкой самолета (5.107) имеет вид

8„ пТі] = [пТі] а&зад (пТг)-f 8В 6ал (пТ0 — f (пТ).

При этом член 03ад(я7і) на основе методов аппроксимации ана­логовых операторов эквивалентными дискретными операторами, изложенных в разд 5.6, выражается следующими рекуррентными соотношениями:

&зп1(я7’1)=Лгг, г, {Vy^inTx) — Уу{пТх))-{-х^ (,nTj); хх(пТх)=хх {п — 1)Гі] + ^і-{^і, заД(«7’1) — Vy(/iT0 —

ІЛ/задК^ 0 T\—Vy{n — 1) 7’iJJ;

^г/зад W l) —~гН («Л) + І^пр где Т — период дискретности.

Управление скоростью в режиме автоматического выравнива­ния осуществляется постепенным уменьшением тяги двигателей в функции времени. В простейшем случае в процессе выравнивания рычаги управления двигателей убираются с постоянной скоростью в положение, соответствующее режиму малого газа.

Боковой канал. В процессе стабилизации самолета на курсовой линии направление его продольной оси зависит от действующих на самолет возмущений и определяется постоянной составляющей бокового ветра [16]. При действии бокового ветра Uб после оконча­ния переходных процессов продольная ось самолета отклонена от вектора путевой скорости V, направленной вдоль оси ВПП, на угол сноса

Д<]>яв£/в/1Л

Основной задачей управления в боковом канале при приземле­нии является выравнивание самолета относительно ВПП по углам курса и крена. Доворот самолета осуществляется через канал руля направления. Для этого необходимо отключить управляющий сиг­нал стабилизации относительно курсовой линии и на вход канала руля направления подать сигнал разности между заданным и те­кущим курсами с интегральным членом

ЪН=К«> (‘}впп —4>)+АГ, ф—(фвпп—ф)- (5-108)

v Р

Здесь фвпп —заданное значение курса ВПП; ф— текущее зна­чение курса; Кад, /Сф, К^— передаточные коэффициенты.

Канал элеронов при этом стабилизирует самолет в горизонталь­ной плоскости:

(5.109)

В результате разворота самолета вокруг оси OY появляется боковая скорость, вызывающая отклонение самолета от курсовой линии. Чтобы самолет не успел слишком сильно отклониться от курсовой линии, доворот на угол сноса целесообразно проводить непосредственно перед приземлением на высоте 5…7 м.

Дискретные аналоги законов управления (5.108), (5.109) опре­деляются следующими рекуррентными соотношениями:

5Н{пТі)—К<яу{йу (tiTО+АТф [фвпп(пТі) —ф {пТі)]—Хч{пТі); x2{nT{) = x2[{n— l)7’i] + -^~ {фвпп(яТД — <]>(я7’і) —

— фвпп [(« — 1) Ті] +<]> [{п — 1) 7]};

8Э(«7) =Ка>хи)х(Я’Т і) -]-7С^у(/і Т )).

Достоинством метода доворота рысканьем является отсутствие крена при касании ВПП. Из недостатков этого способа доворота можно указать следующие:

— отключение сигналов стабилиза­ции около осевой линии луча КРМ мо­жет привести к большим боковым от­клонениям от оси ВПП;

— для выполнения доворота необ­ходимы отклонения управляющих по­верхностей с большими угловыми ско­ростями, что нежелательно по требо­ваниям безопасности полета вблизи

поверхности земли;

— выполнение доворота на малой высоте затрудняет пилоту принятие решения при неудачном маневре.

Существует другой способ компенсации угла сноса при посад­ке— доворот скольжением. Доворот скольжением осуществляется на этапе планирования с тем, чтобы еще до начала выравнивания угол сноса был убран. После этого канал рысканья удерживает продольную ось параллельно оси ВПП. Высота, с которой необхо­димо выполнять доворот, должна быть такой, чтобы к моменту ка­сания самолетом ВПП переходные процессы стабилизации траєк­торного движения, приводящие к появлению больших боковых отклонений от курсовой линии, были закончены. Эта высота для со­временных самолетов равна 40.„50 м. При таком способе доворота вектор путевой скорости V (рис. 5.12) направлен по оси ОХ, а век­тор воздушной скорости V отклонен от этой оси на угол сноса, са­молет имеет скольжение, равное углу сноса, и летит с некоторым креном, который непосредственно перед приземлением убирается.

К достоинствам этого способа устранения угла сноса можно от­нести следующее:

— в процессе доворота и после его окончания осуществляется стабилизация самолета относительно оси ВПП;

— большая высота выполнения доворота облегчает пилоту при­нятие решения о необходимости ухода на второй круг.

Недостатком данного способа доворота является необходимость ликвидации угла крена перед приземлением.

Глава 6