Автоматизация управления посадкой самолета

Принципиально возможны и другие методы формирования сиг — іала A, V. Например, для этого можно суммировать сигнал коррек­тора скорости с сигналом разности между новой и начальной за­данными скоростями hV3 — V3 — V зв, (3.166) де V3 — новая заданная скорость; Уя—заданная скорость -в момент включения корректора скорости V*o=Vq). Структурная схема (см. рис. 3.91) будет справедлива и для об — дего случая стабилизации скорости, если считать, что заданная жорость V3 может также отличаться от Vo….

В простейшем случае принцип действия автомата тяги сводит­ся к тому, что он перемещает РУД по сигналу разности между за­данной У3 и текущей У значениями скорости: b’V = Vz-V. Если перемещение РУД Дбд пропорционально этому сигналу, то закон управления автомата тяги имеет вид: (зльо • цд іуьіу—. — — передаточное число, характеризующее соотношение между пере­мещением РУД и отклонением скорости в установившемся режима Для получения удовлетворительных характеристик управления зкоростью обычно оказывается необходимым вводить в закон уп­равления дополнительные…

В соответствии со сказанным автоматическое управление ско­ростью полета возможно построить по трем основным схемам (рис. 3.89). Автоматическое управление скоростью полета в схеме, пред­ставленной на рис. 3.89, а, осуществляется с помощью автопилота, воздействующего на руль высоты. Для формирования управляюще­го сигнала в вычислительное устройство автопилота в этом случае, кроме сигнала A, V, подаются сигналы Ай и Ай, не показанные на схеме. Такое управление скоростью применяется при подъеме па заданный эшелон и снижении с него. Аналогично реализуется и…

Некоторые общие сведения об управлении скоростью полета Работа по автоматизации управления скоростью полета, являю­щейся одним из важнейших параметров движения самолета, полу­чила развитие лишь в последнее десятилетие. Запаздывание в раз­вертывании этих работ по сравнению с работами по автоматизации управления угловыми и траекторным движениями самолета объяс­няется относительной простотой управления скоростью, особенно на режимах маршрутного полета. Дело в том, что дозвуковые пас­сажирские самолеты обладают в эксплуатационном диапазоне ре­жимов полета большим запасом устойчивости по скорости. Изме­нение скорости полета носит…

В процессе стабилизации самолета на курсовой линии направ­ление его продольной оси Ох зависит от действующих на систему самолет — БСАУ возмущений. При симметричной тяге это направ- Рис. 3.88. Посадка самолета в условиях бокового ветра ление определяется главным образом величиной бокового ветра. В процессе установившегося движения в штилевых условиях откло­нения самолета по курсу от направления посадки (оси ВПП), как правило, не превышают А<р = 2ч-3°. Примерно таков же диапазон колебаний самолета по крену. Такие отклонения допустимы…

Для выравнивания самолета по экспоненциальной траектории Йеобходимо, чтобы вертикальная скорость снижения самолета ме­нялась в функции высоты полета в соответствии с уравнением 1 Подробно о программном приземлении см. 130]. (3.154 или 3.155). Иначе говоря, эти уравнения определяют задан­ное значение вертикальной скорости, т. е. По аналогии с предыдущим простейший закон управления сис­темы автоматического управления выравниванием может быть представлен в виде где tr3 — заданный тангаж; передаточное отношение по вертикальной скорости; И — текущая вертикальная скорость самолета. Часто…

В процессе выравнивания самолет движется по криволинейной траектории, сопрягающей глиссаду и прямую, параллельную пли имеющую малый наклон к земной поверхности. Искривление тра­ектории происходит вследствие действия центростремительной си­лы, возникающей при увеличении угла атаки самолета (рис. 3.7. )• Y>GcosB   рис. 3.77. Силы, действующие на са-молет при выравнивании   При K=const и rty=const траектория выравнивания представ — їет собой дугу окружности радиуса г. На практике избегают рез- зго изменения перегрузки. Обычно в начале выравнивания пере — рузка…

Некоторые общие сведения о продольном движениисамолета при посадке В процессе снижения по глиссаде самолет имеет довольно высо­кую скорость Епл. По существующим нормам она должна не менее чем в 1,3 раза превышать скорость срыва (Ус). На скорости пла­нирования самолет должен обладать удовлетворительной устойчи­востью и управляемостью. В связи с этим у некоторых самолетов скорость планирования оказывается существенно большей, чем 1,3 Ус — У большинства современных пассажирских самолетов (Ил-18, Ту-134, Ил-62 и т. п.) скорости захода на посадку…

С помощью нелинейности, включенной в цепь сигнала отклоне — ия от глиссады, при £<0,08 передаточные отношения по сигналу клонения и производной от отклонения уменьшаются примерно 2 раза. Благодаря этому повышается устойчивость движения на алых дальностях до ГРМ. В системе предусмотрен режим стабилизации заданной высоты, момент автоматического «захвата» глиссады при £^0,1° к вы­числителю системы вместо сигналов отклонения АН от заданной ысоты подключаются сигналы отклонения £ от равносигнальной |оны ГРМ. В связи с совершенствованием характеристик ГРМ и,…

Характерной чертой отечественных систем траєкторного управ­ления является использование законов управления с изодромнымп операторами в членах, содержащих сигнал угла тангажа. Рассмот­рим закон управления, реализованный в одной из первых отече­ственных систем полуавтоматического управления типа «Привод» !: 1 Здесь и далее опущен знак минус в правой части закона управления систем полуавтоматического управления. 7*l/* + 1 L + 1 + 1 Выполнив некоторые преобразования, этот закон управления ожно привести к следующему виду: (Г/>2 + Тпр + Г") р

Переход от горизонтального полета к снижению по глиссаде вляется довольно сложным и ответственным этапом захода на по­садку. От него в большой степени зависит качество последующей абилизации самолета на глиссаде. Очевидно, что в идеальном случае траектория выхода самолета а глиссаду представляет собой кривую, сопрягающую горизонталь — ‘ю прямую с глиссадой снижения (рис. 3.71, кривая 1). Мини — _альный радиус ее кривизны ограничивается некоторым допусти­мым значением изменения вертикальной перегрузки Дпу во время ого маневра. Вертикальная скорость при…

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…

Ток на выходе ГРП, используемый в качестве сигнала углового отклонения самолета от глиссады снижения, зависит от величины ЭТОГО отклонения £ и ОТ крутизны ЗОНЫ Si: / = £,£. В свою очередь, крутизна 5г*с зависит от угла наклона глиссады снижения 0ГЛ и допусков на параметры ГРМ и ГРП. Встречающие­ся в эксплуатации минимальные крутизны 5г*.тіп могут отличаться от максимальных S<Cn]ax в 5—6 раз. Расчетная крутизна Si:. , вы­бираемая при проектировании систем траєкторного управления, равна S, Cp «…

Динамика управления самолетом, снижающимся по глиссаде, имеет много общего с динамикой стабилизации самолета на задан­ной высоте. Углы наклона глиссады малы, обычно 0ГЛ = 2,5—4°. Поэтому при исследовании процессов управления самолетом на глиссаде в большинстве случаев можно исходить из тех же допу­щений, что и при исследовании вопросов стабилизации высоты полета. Наиболее важное отличие этих режимов связано с измерением отклонений самолета от заданной траектории в продольной плоско­сти. При стабилизации на глиссаде информация об отклонении са­молета представляет собой…

Стабилизация самолета на заданной высоте На начальных этапах захода на посадку обычно оказывается Необходимым стабилизировать самолет на заданной высоте. Урав — Ієния, описывающие движение самолета в этом режиме, получим системы (1.29). Введем обозначения Ayg=AHt wy=UB. Полагая, го V = const, UB = const, Д6д=0 и учтя, что 0о = О, получим: