ДИРЕКТОРНЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ. И ИХ ИССЛЕДОВАНИЕ НА ЦИФРОАНАЛОГОВЫХ. МОДЕЛИРУЮЩИХ КОМПЛЕКСАХ

7.1. Системы директорного управления

Системы директорного управления можно рассматривать как некий компромисс, позволяющий совместить положительные свой­ства автоматических систем и систем ручного (штурвального) уп­равления с участием пилота. Автомат хорошо справляется с зада­чей управления лишь в стандартных условиях, на которые он рас­считан, однако обладает конечной надежностью. Пилот обладает высокой степенью приспособляемости, способностью анализа слож­ных ситуаций и принятия решения в непредвиденных обстоятель­ствах. В то лее время он быстро утомляется при выполнении одно­образных действий, монотонной работы, связанной с анализом ин­формации с нескольких приборов — индикаторов и выработке уп­равляющих воздействий в стандартных условиях.

В директорных системах управления задача летчика состоит в отслслсивании командного сигнала, выдаваемого вычислителем на командный прибор. В существующих системах траєкторного управ­ления этот вычислитель является общим как для автоматического, так и для директорного режимов и формирует сигнал, который в первом релсиме подается на автопилот, а во втором — на директор — ный (командный) прибор. Летчик, следовательно, в последнем слу­чае выполняет роль исполнительного элемента.

Уменьшение количества приборов — источников информации — приводит к снижению напряженности пилотов и облегчает процесс управления в стандартных условиях. Однако, пилот, активно участ­вуя в процессе управления, при обнаружении отказа системы более легко переходит к процессу ручного управления. Такой же переход от автоматического режима (в котором пилот «пассивен») значи­тельно слоленее [9].

Наиболее простым командный прибор получается в том случае, если реализуется метод компенсаторного слелеения, когда индици­руется управляющий сигнал, представляющий при малых отклоне­ниях линейную комбинацию параметров состояния системы. Такое формальное представление не вполне удобно. Дело в том, что при проектировании систем полуавтоматического управления приходит­ся учитывать особенности пилотирования самолетов обычной схе­мы. Если рассматривать боковое и продольное двилеение, то для первого управлением молено считать крен, а для второго — тангаж. Именно эти переменные целесообразно выделить в качестве коор­динат управления, а командный сигнал а представить в виде раз­ности между заданным х3 и текущим х значением координаты уп­равления. Тогда, рассматривая боковое и продольное двилеения

Рис. 7.1. Функциональная схема системы директорного управлення

изолированно, можно представить структурную схему директорного управления в виде, показанном на рис. 7.1. На нем можно выделить два контура. Внешний — отражает движение центра масс и z-век — тор соответствующих переменных состояния. Внутренний — учиты­вает обратную связь по переменным состояния, характеризующим угловое движение. Среди этих переменных выделяется координата управления х. Темп процессов при угловом движении значительно выше, чем при движении центра масс, поэтому внешний контур можно назвать «медленным», а внутренний — «быстрым».

Выделение в командном сигнале координаты управления целе­сообразно еще и с точки зрения реализации метода слежения, при котором на приборе отдельно индицируются заданное и текущее значения этой координаты. Что же касается выбора в качестве координаты управления в боковом движении угла крена, а в продольном — угла тангажа, то подробный анализ, про­веденный в [27], лишь его подтверждает. Все другие переменные трудно измерить с технической точки зрения и к тому же команд­ные сигналы, формируемые на их основе, требуют больших затрат мускульной энергии пилотом. Заметим впрочем, что последнее со­ображение для управления самолетов с необратимыми бустерными системами и автоматами триммерного эффекта решающего зна­чения не имеет. В пользу угла крена и тангажа как координат уп­равления говорит и то обстоятельство, что именно на них наклады­ваются ограничения по соображениям безопасности полета. Кроме того, переходные матрицы для системы линейного приближения от угла отклонения элеронов и руля высоты к углу крена и тангажа соответственно имеют нулевые корни (передаточные функции со­держат интегрирующие звенья). При отработке ненулевых началь­ных условий (начальных рассогласований) человек-оператор вы­рабатывает такое управляющее воздействие, что переходный про­цесс в системе оказывается близким к экспоненциальному. Ясно, что при астатическом объекте это возможно, если оператор реали­зует простейший пропорциональный закон управления. Это — по­следнее соображение в пользу выбранных координат управления.

Анализ записей самолетных магнитных регистраторов парамет­ров полета и экспериментов на тренажерах и испытательных стен­тах позволяет выявить ряд характерных особенностей директорно­го управления. Наиболее успешное управление имеет место при от­

работке возмущений типа ненулевых начальных условий по поло­жению.

Траектория с высокой степенью точности (практически совпада­ющей с достижимой в автоматическом режиме) соответствует про­граммному движению. Возмущающее воздействие в виде постоян­ного ветра картину почти не меняет. Положение существенно меня­ется при полете в турбулентной атмосфере, при воздействии случай­ных порывов ветра. Тут сказывается ограниченность информации, содержащейся в командном сигнале [27]. Летчик вынужден обра­щаться к другим приборам, а также учитывать свои ощущения, прежде всего — величины перегрузок. Это приводит к увеличению запаздывания и, в конечном счете, к ухудшению точности отработ­ки командного сигнала.

Если в командном сигнале присутствует информационная поме­ха (вызванная, например, флюктуациями курсовой и глиссадной радиолинии, радиопомехами, содержащимися в сигналах радиовы­сотомера и доплеровского измерителя скорости и угла сноса), то пилот вынужден выполнять фильтрацию полезного сигнала. Это также ухудшает точность управления. Но самым тяжелым являет­ся случай, когда совместно действуют внешние случайные возму­щения и информационные помехи.

Практика показывает, что совместить функции фильтра и кор­ректирующего звена пилот не может. Стремление поддержать ко­мандный сигнал на нулевом уровне входит в противоречие с зада­чей фильтрации. Программное движение может стать неустойчи­вым, поэтому пилот с помощью малых перемещений стабилизиру­ет некоторые средние параметры полета, не стремясь отрабатывать командный сигнал. Фактически директорного управления в такой ситуации нет. Этим и объясняется значительное расхождение в точ­ности между автоматическим и директорным режимами захода на посадку в возмущенной атмосфере и при информационных поме­хах.

Директорные системы с эталонной моделью. Применение на со­временных самолетах электрических проводных систем штурваль­ного управления создает возможности реализации различных спосо­бов коррекции, применяемых в теории и практике автоматического управления.

Примером достаточно простого решения «в лоб» служит систе­ма с эталонной моделью, построенная по принципу следящей си­стемы. Принцип ее построения заключается в следующем. Откло­нения штурвала преобразуются в электрические сигналы, посту­пающие на вычислитель, в который заложена эталонная модель самолета.

Выходной сигнал модели сравнивается с текущим значением соответствующей переменной состояния объекта управления. Выделенный в результате сигнал ошибки отрабатывается ру­левым приводом, при этом осуществляется слежение за заданным значением переменной состояния, которым и является выход мо­дели.

Этот метод позволяет в некоторой степени обеспечить независи­мость выбора параметров обратных связей контура следящей си­стемы с одной стороны и эталонной модели с другой. Действитель­но, параметры эталонной модели определяются желаемыми харак­теристиками управляемости самолета (с точки зрения пилота).

Характеристики контура следящей системы должны обеспечить, во-первых, возможно меньшие ошибки слежения, т. е. достаточно хорошее воспроизведение эталонного сигнала, а во-вторых, эффек­тивное парирование внешних возмущений, действующих на самолет (стабилизацию его пространственного положения).

Рассмотрим более подробно особенности такой системы на при­мере системы управления продольным движением эксперименталь­ного самолета «Бичкрафт куин Эйр 80» [43].

Динамическая структурная схема системы содержит пульт уп­равления, модель и самолет с рулевым приводом (датчики и пре­образователи на рис. 7.2 не показаны).

Уравнение модели имеет вид

V gy = а22У, eyJTa 212^! wz=a62^ у а66шг “Ь

§н = Мш-

Для аналоговой системы этой модели соответствует передаточ­ная функция

_ М^мі + І)

-*ш Р (7^/>2 + -*Tлр + 1)

Частоты сопряжений сом і = 1 /Т’м і и сом2= l/T’м2 выбирались из диапазона 0,5…1,5 с-1 и 0,8…4 с-1 соответственно.

Рассматривая часть схемы рис. 7.2, включающую самолет с ру­левым приводом и обратными связями, как следящую систему, по­лучим для нее (в непрерывном случае и при учете обратной связи по скорости) передаточную функцию разомкнутой системы:

Wcc(P)=~ = kV^)

Коэффициенты передачи k и ka выбираются из следующих сооб­ражений. Во-первых, должно быть обеспечено высокое быстродей­ствие следящего контура, и, как следствие, малая динамическая ошибка, а значит, и хорошее соответствие эталонной модели. Во — вторых, необходимо эффективно парировать внешние возмущающие воздействия. Оба эти требования заставляют увеличивать переда­точные числа k и ka. С другой стороны, при условии хорошего от­слеживания задающего сигнала ■&£ пилот воспринимает динами­ческие характеристики самолета, определяемыми параметрами эта­лонной модели.

Летные испытания экспериментальной системы показали умень­шение ошибки выдерживания глиссады в режиме захода на посад-

Следящая система

Рис. 7.2. Директорная система с эталонной моделью

ку із относительно спокойной атмосфере на 30%. Отзывы пилотов о системе были одобрительными. По-видимому, в сложных условиях при большой турбулентности следует ожидать и большего выиг­рыша.

Для этой же схемы проведены исследования характеристик си­стемы пилот — самолет в режиме компенсационного слежения за задающим случайным сигналом, с равномерной спектральной плот­ностью в полосе 0,25 Гц. Вблизи частоты среза озс частотная ха­рактеристика системы аппроксимировалась выражением

Vn(j")WcU^=-—7— ■

Анализ системы и результаты экспериментального исследова­ния показывают возможности улучшения характеристик управля­емости, уменьшения рабочей нагрузки пилота.