ДИРЕКТОРНОЕ И АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПРОДОЛЬНЫМ ТРАЕКТОРНЫМ ДВИЖЕНИЕМ ПРИ ЗАХОДЕ НА ПОСАДКУ

11.2.1. Системы директорногоиавтоматического управления продольным траекторным движением

Принцип действия. Управление продольным траекторным движением самолета при заходе на посадку производится пилотом визуально по наземным ориентирам и показаниям приборов. Наблюдая за изменением углов тангажа и атаки, высоты и вертикальной скорости, пилот воз­действует на колонку штурвала и отклоняет рули высоты таким образом, 378

Рис. 11.6. Функциональная схема системы директорного управления угловым откло­нением от равносигнальнои линии глиссады!

чтобы выдержать предпосадочную траекторию снижения. Системы дирек­торного и автоматического управления в продольном канале служат для облегчения пилоту решения этой задачи.

Система директорного управления угловым отклонением от равно­сигнальной линии глиссады (СДУ£) обеспечивает стабилизацию и управле­ние продольным 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 глиссады.

Простейшая СДУєг реализует следующий закон управления командной стрелкой:

(11.17)

где <тн д — отклонение продольной командной стрелки прибора по сигналу СДУ; ка — передаточный коэффициент по отклонению продольной командной стрелки, определяющий, на сколько миллиметров должна сместиться стрелка при отклонении текущего угла тангажа от заданного на Г; и, изад-текущее и заданное значения угла тангажа; ег, єг — соответственно угловое отклонение и скорость углового отклонения

f і

самолета от равносигнальнои линии глиссады; к“г-передаточные коэффициенты

по углу тангажа соответственно на угловое отклонение от равносигнальнои линии курса и на скорость этого отклонения.

Рассмотрим функциональную схему аналоговой СДУєг (рис. 11.6). В состав системы входят датчик текущего угла тангажа гировертикаль ГВ, датчик отклонения самолета от равносигнальнои линии глиссады — глиссад — ный радиоприемник ГРП, формирователь сигнала заданного угла тан­гажа-вычислитель системы траєкторного управления ВСТУу>, формирова­тель командного сигнала — вычислитель пилотажно-командного прибора ВПКП и указатель командного сигнала-пилотажно-командный прибор ПКП.

Рассмотрим процесс выхода самолета на равносигнальную линию глиссады в режиме директорного управления по командной стрелке пилотажно-командного прибора.

До момента пересечения равносигнальнои линии глиссады горизон­тальная командная стрелка ПКП будет находиться в верхнем положении, указывая местонахождение самолета относительно равносигнальнои ли­нии. «Захват» глиссады происходит при пересечении самолетом равно­сигнальной линии, в результате чего пилоту выдается автоматический сигнал на командное табло. При этом горизонтальная командная стрелка постепенно опускается в центр прибора ПКП. Пилот может сам нажать кнопку-лампу «Глиссада» на пульте управления СТУ в момент пересечения самолетом глиссады, т. е. когда горизонтальная стрелка прибора ПКП подойдет к центру кружка.

После уверенного «захвата» глиссады пилот стабилизирует са­молет на глиссаде. При отклоне­нии командной стрелки вниз, пока­зывающей нахождение самолета «над глиссадой», пилот, отклоняя колонку штурвала «от себя», вво­дит самолет в пикирование. В ре­зультате отклонение командной стрелки вниз сначала замедляется, затем прекращается и, наконец, командная стрелка постепенно на­чинает возвращаться в нейтраль­ное положение. Пилот, воздейст­вуя на колонку штурвала, устанав­ливает рули высоты в балансировочное положение, удерживая командную’ стрелку в центре прибора.

Если самолет в результате вертикального маневра окажется «под глиссадой», то командная стрелка уйдет вверх и пилот скорректирует вертикальный маневр взятием колонки штурвала «на себя».

Управление самолетом относительно глиссады осуществляется созда­нием приращения подъемной силы AY0. Если самолет находится ниже глиссады ДНГ < 0 и летит по параллельной траектории (рис. 11.7), то для приведения его на глиссаду необходимо использовать неравенство сил, действующих на самолет по оси ОУ. Для возвращения самолета на заданную траекторию необходимо иметь положительное приращение подъемной силы AY > 0. Этого добивается пилот, отклоняя руль высоты вверх А6В < 0, что приводит к развороту продольной оси самолета по тангажу на угол Ар > 0. Одновременно начинает увеличиваться и угол атаки Да > 0, что приводит к увеличению подъемной силы ДУ > 0.

В начале переходного процесса угол атаки будет увеличиваться почти одновременно с увеличением ухла тангажа. Однако по мере разворота вектора скорости V приращение угла аз аки сначала замедлится, а затем устремится к нулю. В результате начнет увеличиваться угол наклона траектории ДО = До — Да, который постепенно станет равным приращению угла тангажа. Самолет с заданным приращением угла тангажа начнет приближаться к глиссаде, т. е. линейное отклонение АНГ начнет умень­шаться.

С учетом инерционности движения самолета пилот отклоняет руль высоты вниз А5в > 0, что приводит к развороту продольной оси самолета по тангажу и постепенному уменьшению приращения До. Угол атаки получит отрицательное приращение Да < 0, подъемная сила начнет умень­шаться ДУ < 0. По мере разворота вектора скорости приращение угла атаки станет равным нулю, угол наклона траектории станет равным углу наклона глиссады ДО = 9ГЛ, как в начале выполнения маневра, а линейное отклонение от глиссады АНГ станет равным нулю, т. е. самолет вернется на глиссаду.

В случае выполнения маневра по минимуму, соответствующему I кате­гории ИКАО, экипаж предпочитает пользоваться директорным режимом для выдерживания самолета на заданной траектории, даже если у него есть возможность перейти на автоматический режим. Это объясняется жела­нием уменьшить время адаптации при переходе на режим ручного управле­ния самолетом по видимым наземным ориентирам.

Обычно в режиме директорного захода на посадку САУ работает, как система устойчивости и управляемости, решая задачи внутреннего контура автоматического управления. В этом случае САУ парирует угловые колеба­ния самолета, а отклонение рулей высоты определяется как сигналом автоматики, так и сигналом ручного управления.

По мнению авиационных специалистов, минимальная высота использо­вания директорного режима в реальных условиях посадки не превышает 45 м. Ниже этой высоты при отсутствии видимости наземных ориентиров должен использоваться режим автоматического управления заходом на посадку.

Система автоматического управления угловым отклонением от равно­сигнальной линии глиссады (CAY£J обеспечивает стабилизацию и управле­ние продольным траекторным движением самолета при заходе на посадку путем отклонения рулей высоты при возникновении углового отклонения самолета от равносигнальной линии глиссады.

Простейшая САУЄ реализует следующий закон управления рулями высоты: 1

5-САУег _ , , , . _ д, . _ ,_єг. ег.

‘-в —- зад /у —мд —и — г ■ —и — г* — )

где 5g Ег-отклонение рулей высоты с помощью САУєг.

Функциональная схема аналоговой САУ^ (рис. 11.8) включает наряду с элементами системы СДУе. датчик угловой скорости тангажа ДУС, вычислитель автопилота тангажа ВАШ и сервопривод рулей высоты СПЪъ. Работа САУЕ по формированию сигнала, пропорционального заданному углу тангажа, Аналогична работе СДУЕ. Отработка этого сигнала на рули высоты осуществляется, как в автопилоте угла тангажа. ■

Особенности законов управления. Как видно из законов управления командной стрелкой СДУg и рулями высоты САУЕ (11.17) и (11-18), для их формирования используется сигнал заданного угла тангажа изад либо заданное приращение угла тангажа Дозад. Эту задачу решает вычислитель продольного канала СТУ.

Рассмотрим различные способы формирования управляющего сигнала. В простейшем случае сигнал щад формируется пропорционально угловому

Рис. 11.8. Функциональ­ная схема системы авто­матического управления угловым отклонением от равносигнальной линии курса

отклонению самолета от равносигнальной линии глиссады. Однако это не обеспечивает демпфирование траекториях колебаний самолета относи­тельно равносигнальной линии глиссады. Для обеспечения устойчивости движения самолета в закон управления необходимо ввести сигнал скорости углового отклонения бг.

Вообще говоря, наиболее логичным способом формирования сигнала заданного тангажа является использование для этой цели информации о линейном отклонении самолета от глиссады ЛНГ, которое ввиду малости углов наклона глиссады и угловых отклонений от глиссады можно считать отклонением самолета по высоте от глиссады. Это линейное отклонение связано с угловым отклонением соотношением

ДНГ = DrpM(t) tger ^ DrpM(t)sr,

где DrpM(t)-текущее расстояние от самолета до ГРМ.

Однако отсутствие на борту самолета датчика, измеряющего линейное отклонение ЛНГ, и трудность формирования сигнала вертикальной ско­рости рДНг обусловили использование в законах управления в качестве основного управляющего сигнала ег с глиссадного радиоприемника (ГРП), а также его производной ег.

Линейное отклонение от глиссады ДНГ в зависимости от расстояния DrpM(t) будет различным при єг = const. В связи с этим появляется необходимость корректировки передаточных коэффициентов кє = f [DrpM(t)] и к4 =f[DrpM(t)] в функции расстояния DrpM(t). Расстояние DrpM(t) от момента захвата глиссады до момента схода с глиссады в зависимости от угла наклона глиссады бгл меняется в широких пределах и может отличаться более чем на порядок (например, 8000 и 600 м). Следовательно, более чем на порядок должны меняться и коэффициенты кЕі и к4.

Поэтому получить качественные переходные процессы захода на посадку на больших и малых удалениях от ГРМ довольно трудно. Причем диапазон относительного изменения дальностей до ГРМ почти в 2 раза превышает диапазон относительного изменения дальностей до КРМ, что делает задачу коррекции передаточных коэффициентов в продольном канале СТУ более актуальной. Методы коррекции передаточных коэффи­циентов основываются либо на ослаблении сигнала с ГРМ в функции дальности, либо на ‘косвенном учете дальности по сигналам с радио­высотомера или маркерных маяков.

Ток на выходе ГРП, используемый в качестве сигнала углового отклоне­ния самолета от глиссады снижения, зависит от значения этого отклонения вг и от крутизны зоны Sr:

= ®£г ■

В свою очередь крутизна Se зависит от угла наклона глиссады снижения 0ГЛ и допусков на параметры ҐРМ и ГРП. Встречающиеся в эксплуатации минимальные крутизны Sf min могут отличаться от максимальных Se max в 5-6 раз. Расчетная крутизна (SEr) > выбираемая при проектировании СТУ, г’

382

(Ч W« = <0’4 + °’5HS£,mjn + S£ima, t.

Соответственно должны выбираться передаточные коэффициенты зако­нов управления. Рассмотрим особенности формирования законов управле­ния СТУ с учетом действия помех. В продольном движении, как и в боко­вом, помехи, лежащие в высокочастотной области спектра, не представля­ют большой опасности для управления вследствие инерционности само­лета. Эти помехи отрицательно влияют на режим работы контура серво­привода и затрудняют пилотирование по командной стрелке. Для подавле­ния помех на выходе ГРП устанавливают апериодические фильтры с постоянной времени Тгрп = 0,1 — 0,3 с. Однако этого недостаточно и дополнительные фильтры С ПОСТОЯННОЙ времени Тф = 0,5 — т — 2,5 с вводят также в закон управления СТУ:

Для дополнительной фильтрации помех в сигнале производной ег вводят фильтр с постоянной времени Тф2 :

— Гк, ег + і L ^ т*,р + і^ rJ

T, p + iL-“"T, jP + i—j’ 01-20>

Сигнал єг можно получить лишь путем дифференцирования сигнала ег, что приводит к трансформации закона:

= кф, К 6Г + кф2 , pkt tr. (11.21)

тфр + 1 L 6- г T*jp + і Ч

Вместе с дифференцированием сигнала ег дифференцируется и высоко­частотная составляющая помехи, содержащаяся в нем ef, что существенно понижает помехозащищенность закона управления.

Вместо сигнала рег в законе управления в принципе может использо­ваться сигнал рАН, не содержащий высокочастотной помехи. Однако получение этого сигнала связано с рядом трудностей. Так, наиболее распространенные измерители вертикальной скорости-вариометры-обла­дают значительным запаздыванием. В первом приближении можно пола­гать, что вариометр имеет передаточную функцию апериодического звена с постоянной времени т, определяемой параметрами капилляра. Другой способ получения сигнала рАН основывается на принципе интегрирования вертикального ускорения. Однако этот способ не обладает высокой, точностью. .

Поэтому существуют варианты законов управления СТУ с комплекс­ным использованием информации от этих двух датчиков. При этом сигнал р2ДН пропускается через фильтр с постоянной времени т

Введенный в закон управления (11.21) апериодический фильтр вносит запаздывание с постоянной времени Тф2. Методы компенсации, применяе-

мые в продольных каналах СТУ, основываются на использовании фильт­ров, как и в боковом канале СТУ.

Так, для компенсации запаздывания сигнала производной рєг необ­ходимо на вход фильтра подать сигнал, пропорциональный производной следующего порядка р2єг, либо р2АН. Воспользуемся кинематическим соотношением рАН = V(u — а). Тогда при V = const

Таким образом, для получения сигнала, пропорционального второй производной отклонения от глиссады, необходимо продифференцировать сигнал тангажа и пропустить его через фильтр с постоянной времени ТФЗ = Т ‘

кфзР Т*зР + *

Для повышения точности стабилизации самолета на глиссаде при­бегают к компенсации возмущений, вызываемых изменением угла наклона траектории при переходе от горизонтального полета к снижению. Для этого в момент «захвата» глиссады вводится сигнал, пропорциональный среднему углу наклона глиссады (вгл ё 3°). Это позволяет значительно улучшить переходные процессы в начале снижения самолета по глиссаде. Для того чтобы постоянный сигнал 0ГЛ не способствовал появлению статических ошибок, его пропускают через изодромный фильтр:

Полученное выражение для озад (11.23) можно теперь использовать в законе управления командной стрелкой (11.17). Астатизм управления по тангажу обеспечивается пилотом, обладающим интегрирующими свой­ствами. Сложнее дело обстоит с обеспечением астатизма в режиме авто­матического управления. Пусть сигнал изад формируется в простейшем виде. Тогда для обеспечения 5В = 0 в установившемся режиме

Vt — М£Дст = о,

т. е. будет иметь место статическая ошибка

(£г/уст і, иуст ’

N,

которая может быть лишь уменьшена выбором большого значения передаточного коэффициента кЕ.

Для борьбы с этим явлением’ сигнал текущего угла тангажа пропускают через изодромный фильтр:

ТиР Т„Р+ 1

Тогда для обеспечения 5В = 0 в установившемся режиме при р = О

Т„Р

Таким образом, закон управления САУєг имеет вид

5. = К	Ч£г +
(11.24)

 

Цифроаналоговые СДУ и САУ. В состав системы входят (рис. 11.9) датчики скорости тангажа ю2, угла тангажа о, нормального ускорения ау, продольной и нормальной составляющих скорости Vx и Уу-бесплатфор- менная инерциальная навигационная система БИНС, датчик углового отклонения ог равносигнальной линии глиссады єг-радиотехническая система инструментальной посадки РТС СП/ILS, датчик углового отклоне­ния от глиссады А0Г и дальности до глиссадного радиомаяка Дгрм — радиотехническая система микроволновой посадки PTC MLS; датчик истинной высоты Ни-радиовысотомер РВ, датчик отклонения закрылков 5МК ДОЗ, вычислительный блок управления полетом БВУП, сервопривод ■руля высоты С/75, и индикатор положения самолета на глиссаде-система электронной индикации СЭИ.

Режим автоматического управления заходом на посадку включает три фазы: подготовка глиссады, выход на глиссаду и стабилизация глиссады. Существуют две принципиальные возможности подготовки глиссады и выхода на глиссаду. Первая возможность предусматривает выдачу коман­ды «Захват глиссады» после пересечения равносигнальной линии глиссады. Однако в этом случае возможны значительные перерегулирования и вертикальная скорость. Чтобы из­бавиться от этого недостатка, фор­мируют команду «Захват глисса­ды» до пересечения равносигналь­ной линии глиссады.

Условия включения фазы вы­хода самолета на глиссаду сле­дующие:

#

ег ^ — єг1, єг > 0, V ^ V*,

(£г + О s* £r2f

где єг1, єг2, отклонения самолета от равносигналь­ной линии глиссады и вертикальной скорости.

Скорость отклонения самолета от равносигнальной линии глисса­ды 8Г может быть получена либо

13&*. 948

Та, Р

7ргр+!

TytO+J

Кф Vy Tvtft+J г * н Kp+J Тфзр+1

ИИС

Захіщ шссао,

58УП

Рис. 11.10. Структурная схема формирования сигнала приращения заданного угла тангажа в цифроаналоговой САУ в режимах ДЗП и АЗҐІ

дифференцированием ег, либо с использованием информации о скорости Vj, высоте Н„, угле наклона глиссады 0Г и крутизне радиотракта маяк — приемник sr: ■

Sr V, tg(flr — 0,5) tgfl r 2 H„ tg8r tg(0r — 0,5)

Условия включения фазы стабилизации глиссады следующие: .

* 0 V [1]

І єг К еГ] , | Vy — (Vy )расч | 5; A Vy, (Vy )расч = "5У3" ^ )расч ’

У*

Структурная схема формирования заданных значений приращения угла тангажа в режимах ДЗП и АЗП представлена на рис. 11.10. Сигнал До3’ формируется путем пропускания сигнала ау с БИНС через два фильтра. Первый фильтр с достаточно большой постоянной времени Та обеспечи­вает исключение погрешности измерения ау. Второй фильтр с постоянными времени Тф1 и Тф2 предназначен для ограничения частот, характерных для короткопериодического движения

Сигнал ЛОзад формируется из двух сигналов

, эац + «TV. —

где Сту — сигнал разности между оценкой текущей вертикальной скорости и расчет­ным значением этого параметра; Ст^ — сигнал заданного изменения вертикальной скорости.

Оценка текущей вертикальной скорости формируется в комплексирую — щем фильтре на основании информации о мгновенном значении этого отклонения и вертикального ускорения:

Сту = kv (&

Сигнал ст“д формируется из двух сигналов:

где стдн — сигнал линейного отклонения от равносигнальнои линии глиссады; <Т(ДН — сигнал интеграла отклонения. “ ‘

Сигнал Стд, формируется в результате нелинейной обработки сигнала ег, обеспечивающей с помощью элемента Fe помехозащищенность при наличии интенсивных искривлений линии глиссады. Затем ограниченный сигнал Fe єг поступает на множительное устройство (аттенюатор), где по сигналу Ни с радиовысотомера происходит уменьшение коэффициента усиления сигнала бг по мере приближения к ВПП. Выходной сигнал ЛНГ пропорционален линейному отклонению от равносигнальнои линии глисса­ды. В режиме захода по MLS сигнал AH^LS формируется на основе сигналов Д0Г, Дгрм и Ни.

Дальнейшая фильтрация помех в сигнале ДНГ осуществляется с помощью комплексирующего фильтра первого порядка. Фильтр реализо­ван в виде интегрирующего устройства, охваченного жесткой обратной

387

связью. В течение первых 10 с после захвата глиссады коэффициент усиления в прямой цепи фильтра равен 1/Тс2, а сам фильтр представляет собой апериодическое звено. Затем постоянная времени увеличивается, а коэффициент усиления 1/Тс2 уменьшается.

Запаздывание, вносимое в полезную составляющую сигнала ДНГ, компенсируется за счет подключения на второй вход комплексирующего

фильтра сигнала (l! — kVi Vx):

°днг — РЄг [ДНГ + (А — kv<Vx)]

Сигнал ctjah вводится для удержания самолета на линии глиссады в случае отклонения угла наклона глиссады от расчетного значения и погрешностей измерения вертикальной и путевой скоростей:

■ 1 .

°(4НГ = kj*u — ДНГ.

Окончательно для режима АЗП.

Д»С = казп(Диа’ — Ди^д) .

Для режима ДЗП

Сигнал Ди^д подается в точку 1 структурной схемы автопилота угла тангажа, представленной на рис. 9.14. Сигнал До^д выдается в СЭИ.