ДИРЕКТОРНОЕ И АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ БОКОВЫМ ТРАЕКТОРНЫМ ДВИЖЕНИЕМ

11.1.1. Системы директорного и автоматического управления боковым траекторным движением

Общие сведения. Одним из основных критериев классификации систем директорного и автоматического управления посадкой самолета является их способность осуществлять посадку в условиях различных метеорологи­ческих и посадочных минимумов.

Метеоминимум посадки (минимум погоды для посадки) — это мини­мально допустимые значения высоты нижней границы облаков и наклон­ной дальности видимости, при которых обеспечивается возможность безопасной посадки. Высота нижней границы облаков и наклонная даль­ность видимости являются метеорологическими параметрами. Величины этих параметров характеризуют сложность погодных условий, в которых осуществляются заход на посадку и посадка самолета.

В соответствии с понятием метеоминимума можно выделить два этапа захода на посадку. Первый происходит в условиях отсутствия видимости земли и наземных ориентиров. Этот этап предусматривает директорное (по приборам) или автоматическое управление полетом самолета. Второй этап проходит в условиях наличия видимости земли и возможности визуальной привязки к наземным ориентирам. Этот этап осуществляется в режимах автоматического, директорного или ручного управления.

Переход с первого этапа посадки на второй и определяет точку метеоминимума посадки. Однако высоту нижней границы облаков часто определить очень трудно, иногда четкой границы не существует. Поэтому в качестве параметра, характеризующего предельную высоту для посадки, используется высота принятия решения (ВПР), установленная относитель­ная высота, на которой должен быть начат маневр ухода на второй круг в случаях, если до достижения этой высоты не установлен надежный визуальный контакт с ориентирами для продолжения захода на посадку или если положение самолета в пространстве относительно заданной траектории полета в этот момент не обеспечивает безопасность посадки.

Использование высрты принятия решения в качестве количественного параметра не исключает необходимости сообщения экипажу высоты нижней границы облаков, что позволяет сформировать представление об обстановке при заходе на посадку и условиях перехода на визуальный полет.

Аналогичным образом обстоит дело со вторым параметром минимума для посадки — наклонной дальностью видимости. Чтобы определить поло­жение и параметры движения самолета относительно ВПП, пилот должен видеть определенное число ориентиров по курсу посадки. При посадке в сложных метеоусловиях такими ориентирами являются огни свето­оборудования аэродрома (огни подхода, огни ВПП и т. д.). Для пилота в этот момент необходимо знать дальность видимости наземных ориенти­ров как наклонной дальности из кабины снижающегося по глиссаде 362

самолета. Однако надежных методов измерения такой дальности не существует.

Поэтому под дальностью видимости понимается максимальное рас­стояние в направлении посадки, на котором ВПП или установленные огни, ограничивающие контуры ВПП, можно видеть из положения под установ­ленной точкой осевой линии ВПП с высоты, соответствующей среднему уровню глаз пилота в момент приземления (около 5 м). Очевидно, что дальность видимости на ВПП не совпадает с наклонной дальностью видимости при ВПР Нреш > 0. Однако в условиях посадки, когда Нпр = О, дальность видимости на ВПП является единственным параметром, опре­деляющим метеоминимум посадки.

Международной организацией ИКАО введены категории посадочных минимумов (категории посадки), каждая из которых характеризуется высотой принятия решения и дальностью видимости на ВПП. Классифика­ция категорий приведена в табл. 11.1.

Первая категория соответствует высоте принятия решения Нпр ^ 60 м в условиях видимости DBnn ^ 800 м. Вторая категория соответствует высоте принятия решения 30 м < Нпр < 60 м в условиях видимости 400 м <

< DBnn < 800 м. Категория Ша соответственно предполагает 0 < Нпр <

< 30 м и наличием видимости на ВПП 400 м < DBnn < 200 м. Категория ШЬ соответственно предполагает Нпр = 0 и 200 м ^ DBnn < 50 м. Для категории НЮ Нпр = 0 и 50 м ^ І^впп ^ 0 м.

Посадочный минимум определяется многими факторами: точностными характеристиками пилотажно-навигационного комплекса, аэродинамичес­кими качествами и маневренными характеристиками самолета, степенью оборудованности аэродрома посадочными средствами, квалификацией экипажа и т. д. Поэтому самолету и аэродрому присваивается одна из перечисленных категорий посадочных минимумов. Снижение посадочных минимумов позволяет повысить регулярность полетов, но усложняет задачу пилотирования при заходе на посадку и при посадке. На этих этапах полета значительно изменяются режим полета, конфигурация самолета, режимы работы двигателей.

Для захода на посадку и посадки используют радиотехнические системы (РТС) инструментальной посадки: отечественную СП и международную ILS. Задачей этих систем является формирование траекторий посадки, по которым должен снижаться самолет для вывода его в точку приземления на ВПП. Эта траектория задается пересечением двух плоскостей: плоскости

Таблица 11.1 Параметр I II III а Ь с Высота принятия решения 60 30 0 0 0 Дальность видимости на ВПП 800 400 200 50 0

курса и плоскости планирования. При заходе на посадку бортовая РТС измеряет угловое отклонение самолета от заданной траектории в гори­зонтальной и вертикальной плоскостях и выдает эту информацию на директорные приборы СТУ и в САУ. РТС инструментальной посадки состоит из комплексов наземного и бортового оборудования.

В состав наземного комплекса входят: курсовой радиомаяк (КРМ), глиссадный радиомаяк (ГРМ), дальняя и ближняя приводные радиостанции (ДПРС и БПРС), дальний и ближний маркерные радиомаяки (ДМРМ и БМРМ). ■

В состав бортового комплекса входят: курсовой, глиссадный и маркер­ный радиоприемники {КРП, ГРП и МРП) (система «Курс-МП») и работаю­щие с ними совместно автоматический радиокомпас (АРК), радиовысото­мер малых высот (РВ).

Радиотехнические инструментальные системы посадки метрового диа­пазона имеют ряд существенных недостатков. В частности, линия курса и глиссады подвержена сильному влиянию подстилающей поверхности, окружающих местных предметов. Кроме того, с их помощью нельзя обеспечить оптимальные траектории посадки для различных типов само­летов. Поэтому в последнее время интенсивно разрабатываются микро­волновые системы посадки MLS.

Информация об угловом и траекторном положении и движении само­лета поступает пилоту через соответствующие указатели информационно­измерительных систем пилотажно-навигационного комплекса (ПНК). При ручном управлении самолетом пилот включен в многоконтурную систему с перекрестными связями, которые образуются в результате взаимодейст­вия аэродинамических, инерционных и гравитационных сил и моментов.

Пилот создает представление о процессе пилотирования по информа­ционной модели, дающей совокупность текущей информации о состоянии объекта управления, положении органов управления и их воздействии на управляемый процесс, воздействиях внешней среды на объект управления. Сравнивая информационную модель с желаемым образом полета, пилот добивается их совпадения путем воздействия на органы управления. Таким образом, в процессе ручного управления самолетом между информацией, получаемой пилотом, и его ответными действиями существует закономер­ная связь, которая может быть охарактеризована временем реакции пилота и точностью его действий.

w.(p) = k, e-*

В настоящее время существует большое число моделей, с помощью которых можно описать деятельность пилота в режиме ручного управления самолетом. Воспользуемся линейной динамической моделью с переда­точной функцией пилота в виде

Модель пилота описывается последовательным соединением пяти элементарных звеньев. Первое звено характеризует коэффициент передачи пилота как субъекта управления кп, зависящий от градиента усиления 364

нагрузки на отклонение органа управления. Второе звено характеризует запаздывание реакции пилота т на принимаемую приборную, визуальную или слуховую информацию. Третье звено определяет инерционность нервной системы пилота Т15 обусловленную необходимостью выработки решения в результате обобщения полученной информации. Четвертое звено отражает инерционность двигательной (мышечной) системы пилота Т2. Пятое звено учитывает свойство пилота, заключающееся в стремлении скомпенсировать свою инерционность созданием форсирующих, упреж­дающих сигналов с постоянной времени Т3.

Как показывают исследования, постоянные времени запаздывания т и инерционность двигательной системы пилота Т2 составляют десятые доли секунды. Для уменьшения времени стараются всю необходимую пилоту информацию о процессе управления при заходе на посадку вывести на минимальное количество приборов (пилотажно-командный, навигационно­плановый, указатель скорости и вариометр).

Постоянная времени Т, связанная с инерционностью процессов приня­тия решений, может достигать нескольких секунд. В режиме ручного управления соотношение между временем, необходимым для выполнения пилотом операций по управлению самолетом, и располагаемым временем, рассчитанным из условий выполнения заданной траектории полета с требуемой точностью, определяет функциональное состояние пилота. В случае близости этих времен наступает дефицит времени для оценки ситуации и выработки решения, который развивает у пилота состояние напряженности, способное перерасти в психологический срыв и привести к появлению ошибок пилота.

Одним из основных путей упрощения деятельности пилота по управле­нию траекторией движения самолета при заходе на посадку является автоматическая выдача пилоту командных сигналов на директорный прибор.

Система директорного управления заходом на посадку включает систе­му ручного (штурвального) управления, охваченную дополнительным контуром, формирующим на пилотажно-командном приборе командные сигналы. На пилота возлагается задача обнуления этих командных сигналов.

Система директорного управления автоматизирует сбор потребной информации от датчиков исходной информации, процесс логических вычислительных операций над этой информацией, выдачу вторичной информации в оптимально закодированном виде на командный прибор. Отличие директорного управления от ручного заключается в том, что процесс управления сводится к процессу стабилизации существенно более простых координат управления путем использования вторичной информа­ции, формируемой директорной системой. При формировании системы траекторного управления как звена системы директорного управления необходимо определить координату командного сигнала, способ выдачи командного сигнала, закон управления вычислителя, а также масштаб командного прибора.

Траекторию полета самолета в пространстве можно рассматривать состоящей из двух составляющих: в горизонтальной и вертикальной плоскостях. На директорный прибор целесообразно выводить два команд­ных сигнала: координату управления боковым движением z6oK и продоль­ным движением самолета Ьпрод.

Координату управления выбирают из условия максимальной разгрузки пилота в процессе пилотирования самолета. При этом важным условием является наличие в передаточной функции самолета по выбранной коорди­нате интегрирующего звена. Как показали исследования, наиболее удоб­ными координатами при управлении боковым траекториям движением является угол крена самолета, а при управлении продольным траекторным движением — угол тангажа или интеграл нормальной перегрузки. Такой выбор координат управления позволяет обеспечить минимальную загрузку пилота, реализацию закона управления вычислителя с большой степенью унификации для директорного и автоматического режимов, плавное переключение с директорного режима на автоматический и наоборот. —

Существуют два способа выдачи пилоту командного сигнала. Первый способ предполагает использование командных индексов, на которые подаются сигналы, пропорциональные углам крена и тангажа. В этом случае задача пилота заключается в совмещении путем отклонения элеро­нов и рулей высоты указателей текущих углов крена и тангажа с индексами. Отклонение указателя текущего угла крена от индекса заданного угла крена указывает на необходимость изменения текущего угла крена таким обра­зом, чтобы указатель текущего угла крена находился напротив индекса заданного угла крена.

Второй способ, получивший большее распространение, предполагает использование командных стрелок, на которые подаются сигналы, про­порциональные разности заданного и текущего углов крена (вертикальная стрелка) и разности заданного и текущего углов тангажа (горизонтальная стрелка). В этом случае задача пилота заключается в удерживании путем отклонения элеронов и рулей высоты командных стрелок в среднем положении. Отклонение командной стрелки от среднего положения указы­вает на необходимость изменения углов крена или тангажа, чтобы стрелка вернулась в среднее положение.

Таким образом, в режиме директорного управления пилот осуществляет операцию интегрирования сигнала положения стрелки и реализует при этом передаточную функцию

Wn(p) = kne^ (11.2)

В контуре директорного управления пилот выполняет роль исполни­тельного устройства, отслеживающего командный сигнал. В процессе управления, адаптируясь к изменяемым условиям полета, пилот может вносить полезные упреждающие воздействия, повышающие точность управления.

366

В даректорной системе управления динамика процессов определяется в основном законом управления вычислителя и в меньшей степени зависит от квалификации пилота. Таким образом, характер деятельности пилота при директорном управлении принципиально отличается от характера деятельности при ручном управлении. Основное отличие заключается в том, что в ручном режиме управления пилот сам формирует команды управления, а в директорном он выполняет команды, формируемые вычислителями СТУ.

В целом система директорного управления обеспечивает высокую точ­ность пилотирования на участках полета малой длительности, однако из-за большой концентрации внимания на директорном приборе ослабляется контроль за приборным оборудованием и окружающей обстановкой, что увеличивает время обнаружения отказа и уменьшает вероятность свое­временного определения нарушения режима полета.

Принцип действия. Управление боковым траєкторним движением само­лета при заходе на посадку производится пилотом визуально по наземным ориентирам и по приборам. Наблюдая за изменением курса самолета по указателю курса командного прибора, пилот воздействует на баранку штурвала и отклоняет элероны таким образом, чтобы совершить послед­ний разворот в сторону ВПП и затем удерживать самолет по курсу ВПП. Системы директорного и автоматического управления в боковом канале служат для облегчения пилоту решения этой задачи.

Система директорного управления угловым отклонением от равно­сигнальной линии курса (СДУ^) обеспечивает стабилизацию и управление боковым траекторным движением самолета при заходе на посадку путем выдачи пилоту сигнала в виде отклонения командной стрелки прибора при возникновении углового отклонения самолета от равносигнальной линии курса ВПП.

Простейшая СДУєк реализует следующий закон управления командной стрелкой:

СЛУ Vr Ь-^ЭК A К R *

ст* = (у _ Узад) . Узад = ^у • Угк + V + V ’

= Venn — V*,

где ст2м — отклонение боковой командной стрелки прибора по сигналу СДУ; ка -передаточный коэффициент по отклонению боковой командной стрелки, опре­деляющий, на сколько миллиметров должна сместиться стрелка при отклонении текущего угла крена от заданного на 1°; у, у31Д — текущее и заданное значения угла крена; kij1" — передаточный коэффициент по углу крена на изменение курса, опре­деляющий, какой угол крена должен принять самолет при возникновении рассогла­сования по курсу в 1°; Ду31і — рассогласование между курсом ВПП и текущим курсом

j. & .

самолета; Ц,’, к ‘-передаточные коэффициенты по углу крена соответственно на угловое отклонение самолета от равносигнальной линии курса и на скорость этого отклонения; є,, ёж-соответственно угловое отклонение и скорость углового отклоне­ния самолета от равносигнальной линии курса.

Рассмотрим функциональную схему аналоговой СДУЄ (рис. 11.1). В состав системы входят датчик текущего угла крена-гировертикаль ГВ, датчик текущего курса-курсовая система КС, задатчик курса ЗК, датчик

367

Рис. 11.1. Функциональная схема системы директорного управления угловым отклонением от равносиг­нальной линии курса

отклонения самолета от равносигнальной линии курса — курсовой радио­приемник КРП, формирователь рассогласования между курсом ВПП и текущим курсом самолета-пилотажно-навигационный прибор ПНП, формирователь командного сигнала-вычислитель системы траєкторного управления ВСТУ, указатель командного сигнала-пилотажно-командный прибор ПКП.

Работу системы поясним с помощью процесса выхода самолета на ось ВПП (рис. 11.2).

В точке /, когда самолет летит с курсом v^, определяемым курсовой системой КС, пилот выставляет рукояткой задатчика курса на приборе ПНП курс ВПП Venn • Прибор ПНП вырабатывает сигнал иДч, и, про­порциональный разности А|/31[ = Venn — V* ‘ — Этот сигнал поступает в вычислитель СТУ, но до тех пор, пока самолет не войдет в зону уверенного приема сигналов КРМ (точка 2), цепь управляющего сигнала с вычислителя будет разомкнута. В момент захвата зоны КРМ на входе вычислителя появляется сигнал с КРП Is, пропорциональный угловому отклонению самолета от равносигнальной линии курса ек. На основе этого сигнала вычислитель СТУ формирует сигнал ие_. Командный сигнал с вычислителя СТУ начинает поступать на ПКП.

Необходимость введения сигнала иДу в начале разворота к ВПП обусловлена следующей причиной. Если бы в законе управления командной стрелкой присутствовал бы лишь сигнал 1Е, пропорциональный ек, который в точке 2 имеет положительную полярность, то это привело бы к выдаче командного сигнала uai такого знака, что пилоту пришлось бы закладывать крен от ВПП. При выполнении такой команды самолет развернулся бы в противоположную от ВПП сторону (штриховая линия на рис. 11.2). При использовании сигнала иДу в начале разворота, превышаю­щего сигнал иЕ и противоположного ему по знаку, командный сигнал и0 будет иметь нужную полярность, что приведет к отклонению командной стрелки ПКП пропорционально разности (иДу — ие) вправо, выдавая команду пилоту накренить самолет тоже вправо.

Пилот, воздействуя на штурвал, вводит самолет в крен, в результате чего с гировертикали на вход вычислителя поступит сигнал иу. Когда этот сигнал уравновесит разность (иДу — ие), то командный сигнал ист станет равным нулю и командная стрелка вернется в нейтральное положение. Пилот вернет штурвал в нейтральное положение. Самолет будет с задан­ным креном разворачиваться в сторону ВПП. По мере уменьшения разности А|/зк сигнал u4l|V тоже будет уменьшаться до тех пор, пока сигнал ид<|/п не станет равным ие>, тогда под действием сигнала иу командный 368“ ‘

сигнал поменяет знак и командная стрелка ПКП отклонится влево, выдавая команду пилоту на выравнивание самолета по крену.

Пилот отклоняет штурвал влево и самолет выходит из крена. Сигнал с гировертикали иу уменьшается и становится равным нулю. В точке 3 Uy = 0, иДі()зі[ = иЕ> и самолет, управляемый пилотом, переходит в горизон­тальный полет. Значение угла подхода уподх, с которым самолет приближа­ется к ВПП, выбирается в пределах 28-30°. В точке 4, когда самолет входит в зону линейного изменения сигнала ек, сигнал иДі|) отключается.

Однако если сигнал иа будет формироваться только на основе сигнала иЕ, т. е. будет осуществляться пропорциональное управление, это приведет к колебательному характеру выхода самолета на ось ВПП. Действительно, в точке 4 положительный сигнал uEj вызовет отклонение командной стрелки влево. Пилот заложит левый крен и по крутой траектории самолет проскочит ось ВПП. Сигнал иЕ поменяет знак, командная стрелка отклонится вправо и пилот поменяет крен на противоположный. В резуль­тате самолет будет совершать колебания относительно оси ВПП.

Для устранения этого явления в вычислителе формируется сигнал, пропорциональный скорости углового отклонения самолета от равно­сигнальной линии. С приближением к оси ВПП знак и6 противоположен знаку иЕ, а при удалении совпадает с ним. Тогда в точке 4 сигнал иЕ> будет превышать сигнал иЕ, а по знаку-противоположен иЕ. Это приведет к тому, что командная стрелка отклонится вправо пропорционально разности (uEj — uEJ. Пилот введет самолет в правый крен. Сигнал Uy скомпенсирует разность (us — uE ) и командная стрелка вернется в нейтральное положение. Пилот выведет самолет из крена. Постепенно сигналы щ и и,, станут равны нулю и самолет плавно впишется в ось ВПП.

При заходе на посадку с боковым ветром самолет отклоняется от оси ВПП. За счет возникающих при этом сигналов иЕ и и6> на командную стрелку выдается команда, выполняя которую, пилот разворачивает

самолет в сторону оси ВПП. В результате возникает отклонение от заданного курса ВПП Л|/Зк. Когда это отклонение будет равно углу сноса, самолет прекратит отклонение от оси ВПП и uf станет равным нулю. Сигнал uEi будет скомпенсирован сигналом ид^, так как они противо­положны по знаку. В этом случае пилоту будет выдана команда на вывод самолета из крена и самолет будет двигаться параллельно оси ВПП со статической ошибкой, пропорциональной боковой составляющей скорости ветра. Поэтому сигнал иД1|, целесообразно в пределах небольших углов A|/JK отключать.

Функцию демпфирования угловых колебаний самолета в режиме директорного управления выполняет система улучшения устойчивости и управляемости. через сервопривод, последовательно подключенный в проводку управления элеронами.

Наиболее целесообразной координатой управления боковым движением самолета является угол крена у. Это объясняется, во-первых, тем, что в этом случае контур директорного управления содержит интегрирующее звено, во-вторых, тем, что из условий безопасности полета самолета на значение угла крена накладываются жесткие ограничения, которые не­обходимо соблюдать в условиях близости земли. Поэтому командный сигнал, выдаваемый пилоту на директорный прибор, является функцией

сту

заданного значения угла крена узад.

Задача пилота заключается в удерживании путем воздействия на штурвал командной стрелки бокового движения в среднем положении. Отклонение командной стрелки от среднего положения указывает на необходимость изменения крена таким образом, чтобы стрелка вернулась в среднее положение. ‘

Передаточный коэффициент кд выбирают из условий обеспечения максимального удобства пилоту и ограничения заданных кренов. В случае малого коэффициента усиления директорного прибора, т. е. при малых перемещениях стрелки прибора на большой управляющий сигнал, пилоту приходится для сведения к нулю рассогласования задавать баранкой штурвала большие перемещения. Самолет в этом случае оценивается как «тяжелый» в управлении. С другой стороны, при большом значении кст^ небольшие усилия, прикладываемые пилотом к баранке штурвала, вызыва — ■ ют значительные отклонения командной стрелки директорного прибора. Это также затрудняет управление самолетом и пилот воспринимает самолет как «строгий» в управлении.

Максимальное отклонение командной стрелки на ПКП составляет 20-30 мм. Допустимые значения углов крена 20-30°. Поэтому обычно выбирают ка = (20 -н 30) мм/удоп = 0,5-1,5 мм/’.

Закон управления СДу, с учетом передаточных функций пилота Wn (р) и системы штурвального управления Wcniy(p) имеет вид

8^y = Wn(p)Wim,(p)S^Y. (11.4)

Система автоматического управления угловым отклонением от равно­сигнальной линии курса (САУс) обеспечивает стабилизацию и управление 370

Рис. 11.3. Функциональная схема системы автоматического управления угловым отклонением от равносигнальной линии курса

боковым траекторным движением самолета при заходе на посадку путем воздействия на элероны при возникновении углового отклонения самолета от равносигнальной линии курса ВПП.

Простейшая САУЄ реализует следующий закон управления элеронами:

С0Х + Ку (у — УзадК Тзад ^Узк + ^7 ’ 11 5)

где 8^АУе отклонение элеронов с помощью ^САУек. —

Функциональная схема аналоговой САУЄ (рис. 11.3) наряду с эле­ментами СДУе* включает датчик угловой скорости крена ДУС, вычисли­тель автопилота крена ВАПум сервопривод элеронов С778э. Работа САУ^ по формированию сигнала, пропорционального заданному углу крена, аналогична работе СДУЄ. Отработка этого сигнала на элероны соверша­ется, как в автопилоте угла крена.

Особенности законов управления. Как видно из законов управления командной стрелкой СДУе (11.4) и элеронами САУе (11.5), необходимо сформировать сигнал заданного крена. Эту задачу решает вычислитель бокового канала СТУ. В простейшем случае сигнал у, ад формируется пропорционально угловому отклонению самолета от равносигнальной линии курса.

Однако пропорциональное управление только по сигналу єк не обеспечи­вает демпфирование траекторных колебаний самолета относительно равно­сигнальной линии курса. Более того, по мере приближения к КРМ период траекторных колебаний уменьшается и становится сопоставимым с перио­дом угловых колебаний по крену. Это приводит к тому, что эффективность траекторного управления посредством создания крена существенно падает и сам процесс вывода самолета на ось ВПП становится неустойчивым. Для борьбы с этим явлением, очевидно, необходимо в закон формирования сигнала заданного крена ввести информацию о скорости углового отклоне­ния самолета от равносигнальной линии курса ек.

Следует помнить, что при формировании сигнала заданного крена пользуются информацией об угловом отклонении самолета от равно-

371

сигнальной линии курса, в то время как предпочтительным было бы использование сигнала линейного отклонения

Текущее расстояние до КРМ DtpM может быть определено, если известно расстояние до КРМ D0 в некоторый начальный момент времени и скорость самолета V:

Дфм = D0 — Vt.

Это приводит к тому, что при различных расстояниях до КРМ и одинаковых угловых отклонениях от равносигнальной линии курса линей­ные отклонения будут разными. Следовательно, передаточные коэффи­циенты кє и к4 , выбранные наилучшим образом для некоторой точки траектории, могут оказаться неприемлемыми для других участков траекто­рии. Для получения наилучших характеристик траєкторного движения самолета необходимо изменять передаточные коэффициенты кЕ и к4 по мере приближения к КРМ. Для этого существует несколько способов.

Первый способ основывается на ослаблении сигнала, снимаемого с КРМ по мере приближения к нему самолета функции дальности DKpM(t), т. е. ке = f(DspJ и Ц = f(DKpM). Однако на самолетах иногда отсутствует информация о дальности до КРМ. Тогда принимают второй способ коррекции передаточных коэффициентов, основывающийся на косвенном использовании информации о дальности путем использования информации о высоте полета.

Эту операцию можно выполнять непрерывно по сигналам с радио­высотомера или дискретно через определенные промежутки времени, связанные с моментом «захвата» глиссады, прохождением маяков и т. д. Естественно, непрерывная коррекция передаточных коэффициентов по дальности или высоте позволяет обеспечить более точное выдерживание заданной траектории полета. Однако решение такой задачи имеет опре­деленные технические сложности.

При выборе передаточных коэффициентов кЕ и приходится также учитывать влияние характеристик радиотехнической системы на динамику траекторного движения. Вследствие разброса крутизны сигнала РТС S* из-за различной геометрии расположения КРМ относительно ВПП, различ­ной длины ВПП, влияния эксплуатационных факторов ток на выходе КРП, используемый в качестве сигнала углового отклонения самолета от курсо­вой линии, зависит не только от ек, но и от Si (I; = Si єк).

При проектировании СТУ принимают некоторую расчетную крутизну SiEp, которая для каждого конкретного захода на посадку может существен­но отличаться от фактической. Коэффициент, учитывающий отличие фактической крутизны сигнала РТС от расчетной:

К = р = к*-

где ks-коэффициент, учитывающий разброс крутизны, вызванный различиями в длине ВПП и расстоянии от КРМ до ВПП; к, — коэффициент, учитывающий разброс крутизны, вызванный нестабильностью характеристик РТС.

372

Коэффициент ks однозначно определяется расстоянием от КРМ до порога ВПП Dg и расстоянием от КРМ до передней кромки ВПП Dn: = Dg/Dp. Диапазон Dg оказывается наибольшим для самолетов с малыми посадочными дистанциями, которые эксплуатируются как на коротких, так и на длинных ВПП. В этих случаях к8 £ 0,6 — 1,4. Нестабиль­ность характеристик РТС может приводить к изменению крутизны на 35%. Таким образом, к8 = 0,65 — 1,35.

Влияние изменения крутизны S; на динамику траєкторного движения наиболее сильно проявляется на больших удалениях от ВПП. По мере приближения к ВПП влияние коэффициента к8 уменьшается, а на уровне порога ВПП характеристики системы «самолет-САУ» изменяются лишь в связи с нестабильностью характеристик РТС.

Наличие высокочастотной составляющей помехи ef в радиотехническом сигнале єк существенно затрудняет процесс пилотирования самолета при заходе на посадку. Особенно это влияние проявляется в динамике угловых движений самолета (траекторное движение, являясь более медленным, не успевает существенно измениться). Обычно качество углового движения самолета при заходе на посадку считается удовлетворительным, если амплитуда колебаний самолета по крену вследствие действия помех не превышает 2-3°. Для обеспечения этого требования необходимо преду­смотреть на борту эффективную фильтрацию высокочастотной составляю­щей помехи в сигнале єк. Такая фильтрация реализуется как на выходе с помощью апериодического фильтра с постоянной времени Ткрп = 0,1 т — 0,3 с, так и на входе СТУ с помощью апериодического фильтра с по­стоянной времени Тф = 1,5 н — 2,5 с. Закон формирования сигнала заданного крена в этом случае имеет вид ‘

Узад — т ^7 Рч Єк+ k4_ sj. (11.6)

Наличие фильтра кф/(Тф + 1) позволяет ослабить действие помех, начиная с частоты соф = 1/Тф. Фильтр к^ДТ р + 1) вводит дополнитель­ное ослабление, начиная с частоты со*,,,, = 1/Ткрп.

Однако при формировании сигнала заданного крена приходится столк­нуться с еще одной трудностью. Как известно, физического датчика, измеряющего скорость углового отклонения самолета от равносигнальной линии курса єк, на борту не существует. Поэтому приходится дифференци­ровать сигнал ек, а вместе с ним и высокочастотную составляющую помехи ef. При этом относительный уровень помех существенно увеличивается.

Для дополнительной фильтрации этих помех в закон управления с уче­том того, что є, = рєк, необходимо ввести еще один апериодический фильтр с постоянной времени Тф2 = 2 — 3 с:

(11.7)

Уменьшив действие высокочастотной составляющей помехи с помощью фильтров, мы ввели запаздывание в сигнал узад, что негативно сказывается на динамике управления самолетом. Поэтому в законе управления (11.7)

 

Для реализации этого метода в законе 01-7) необходимо было бы использовать сигнал Тфрєк, но дифференцирование сигнала et увеличивает уровень помех. Поэтому целесообразно использовать какой-то другой аналог сигнала Тфрєк от другого физического датчика с иным спектром помех. В качестве такого сигнала широко используется сигнал ТфрДу с гироскопической курсовой системы, пропущенный через апериодический фильтр l/(Tvp + 1) с постоянной времени Т¥ — Тф и Тф2:

Как известно, спектр помех сигнала Ар лежит в низкочастотной области, что позволяет эффективно использовать этот сигнал для устране­ния запаздываний, вносимых постоянными времени Тф и Тф2 .

На этапе захода на посадку предъявляются очень жесткие требования к точности выдерживания траектории.’ Поэтому необходимо обеспечить астатичность управления по отношению к боковому ветру, возмущающим моментам Мхв и Мув. Статические ошибки могут также возникать из-за неточности выставки посадочного курса, дрейфов гироскопических датчи­ков и вычислительных устройств, погрешностей гировертикалей и КРП.

Если канал крена САУе не астатичен (имеет, например, жесткую обратную связь в сервоприводе), то устранение статических ошибок возлагается на вычислитель СТУе. Все рассмотренные до сих пор в этом разделе законы формирования "управляющего сигнала узад являются статическими. Для обеспечения частичного (по отношению к некоторым возмущающим факторам) или полного астатизма используют различные методы.

Например, можно добиться частичного астатизма от действия бокового ветра, если известны угол сноса и скорость ветра. Тогда экипаж вводит в ПНП поправку к заданному курсу ВПП и тем самым частично компен­сирует влияние бокового ветра, уменьшает статическую ошибку по боко­вому отклонению. При этом самолет разворачивается к посадочному курсу на угол, равный углу сноса:

Узад = Че, + к4> єК + ку” (Д|/ЗК — (Зсн). . (11.9)

> Однако в связи с тем, что в последних модификациях СТУ^ сигнал А|/зк на заключительном этапе четвертого разворота (в линейной зоне 374

сигнала єк) не используется, такой метод обеспечения астатизма не­приемлем. . .

Ч єк + Ч є* + :

Можно обеспечить астатизм введением в закон управления сигнала, пропорционального интегралу углового отклонения от равносигнальной линии курса:

Такой вывод следует из общей теории астатических САУ. Введение интеграла в правую часть законов управления широко используется на маршруте в длительных стационарных режимах. Однако известен один недостаток таких законов управления. Введение интеграла повышает порядок колебательности системы, увеличивается перерегулирование. Для сравнительно непродолжительного этапа захода на посадку эти недостатки могут свести к нулю преимущества обеспечения астатизма, так как сам этот этап может закончиться до того момента, когда статическая ошибка будет, наконец, сведена к нулю.

Для того чтобы уменьшить влияние интегральной составляющей закона управления на динамику (колебательность) процессов, можно, например, этот сигнал включать в закон при небольших отклонениях єк. Однако это требует использования в составе СТУ дополнительных логических и коммутирующих устройств, что ведет к ее усложнению.

Еще одним способом уменьшения статических ошибок является введе­ние в закон управления положительной обратной связи по заданному крену:

Уэад = Ч Є* F Ч ёк + Ч.« Узад — 0 1-11)

Это придает контуру управления интегрирующие свойства и, кроме того, уменьшает запаздывание, вносимое фильтрами.

На начальном этапе выполнения четвертого разворота использование для управления только сигнала приводит к созданию противоположного крена и развороту самолета от ВПП. Поэтому в законе управления необходим сигнал Аузк:

Узад = К Ба + Ч + F&r Ау„ , (1 1 12)

10 при I Дузк | « Ду01;

гДе гдм = 1 Ду0-пороговое значение Дузк, при котором

v (const, при |Арзк| > |Ду0|;

сигнал Дузк отключается.

Сигнал FAl|, At)/ может быть получен, например, с помощью ограничи­теля Fi

Fiv Ay = 4“ — F1 Дра-

( i. Y„ Л…

Y

( const

Цифроаналоговые СДУ и САУ.

Повышение требований к точнос­ти и надежности захода на посадку обусловили переход на цифроана­логовую схемотехнику в реализа­ции систем директорного и авто­матического управления заходом на посадку (рис. 11.4). Такие сис­темы в качестве входной инфор­мации используют сигналы с инер­циальной навигационной системы ИНС, пропорциональные угловой скорости крена юх, углу крена у, боковой перегрузке nz, текущему курсу |/к, путевому углу Ч’, про­дольной составляющей путевой скорости Vx. С радиотехнической системы инструментальной посад­ки РТС СП/ILS поступает сигнал, пропорциональный угловому от­клонению самолета от равносигнальной линии курса єк. С радиотехничес­кой системы микроволновой системы посадки PTC MLS принимаются сигналы, пропорциональные отклонению от азимута ДА и дальности DxpM до курсового радиомаяка, а также углу наклона глиссады 0ГЛ. Радиовы­сотомер выдает сигнал, пропорциональный истинной высоте полета Ни. С комплексного пульта радиотехнических систем КП РТС поступает сигнал, пропорциональный заданному путевому углу взлетно-посадочной ПОЛОСЫ ^впп •

Рис. 11-5. Структурная схема формирования сигнала заданного угла крена в цифро­аналоговой САУ в режиме АЗП

 

Формирование законов управления элеронов и рулей направления в режиме автоматического управления, а также закона управления команд­ным индексом в режиме директорного управления осуществляется в цифро­вом блоке вычислителя управления полетом БВУІТ. ‘

Особенностью режимов ДЗП и АЗП в боковом канале является наличие трех вариантов управления: без комплексирования информации по сигна­лам РТС CtylLS и ИНС, с комплексированием информации по сигналам РТС СП/ILS, ИНС и РВ, с комплексированием информации по сигналам PTC MLS, ИНС и РВ.

Первый вариант базируется на широко применяемом в аналоговых САУ алгоритме формирования заданного угла крена на основе двух сигналов: єк и (Т — ^впп )• Второй вариант алгоритма управления в фазе стабилизации самолета на курсовой линии кроме сигналов єк и (¥ — Ч’впп) используется информация о высоте Ни для формирования сигнала, про­порционального линейному отклонению от оси ВПП z, а также информа­ция о Vx для формирования сигнала, пропорционального скорости линей­ного отклонения z. Третий вариант алгоритма управления в качестве информации’ о боковом отклонении г использует сигналы ДА, DlpM и 0ГЛ. Сигнал, пропорциональный 2, формируется так же, как во втором варианте алгоритма, сигнал, пропорциональный (Ч* — ¥впп),-так же, как первом варианте алгоритма.

Структурная схема формирования сигнала заданного угла крена в цифроаналоговой САУ в режиме АЗП представлена на рис. И.5. Сигнал

у™ затем подается в точку А структурной схемы цифроаналогового автопилота угла крена (см. рис. 9.22).