АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ САМОЛЕТОВ

Принщт действия рулевых приводов. Для перемещения рулевых поверх­ностей в бустерных и электродистанционных системах управления рулями’ используются рулевые приводы. Наибольшее распространение получили рулевые приводы гидромеханического принципа действия. Гидромехани­ческий рулевой привод за счет использования гидравлической энергии преобразует механическое перемещение входного звена в механическое перемещение выходного звена. Рулевой привод представляет собой следящую механическую систему (рис. 5.6, а). Перемещение хвх входной тяги РП пилотом или автоматикой в механическом сравнивающем устройстве С суммируется с механическим сигналом обратной связи х0. с,…

Состав систем управления полетом. Система управления полетом (СУП) Самолета представляет собой комплекс устройств самолета, обеспечиваю­щих его устойчивость и управляемость на всех этапах и режимах полета. В состав СУП входят следующие основные системы: ‘ система управления рулями самолета-совокупность устройств управ­ления самолетом, обеспечивающих управление рулями всех видов (рулями высоты, направления, элеронами, элерон-интерцепторами, спойлерами); система управления стабилизатором самолета-совокупность устрой­ств, обеспечивающих изменение угла установки стабилизатора; система управления механизацией крыла самолета-совокупность уст­ройств, обеспечивающих отклонение средств механизации крыла, изме­няющих его аэродинамические…

В любом процессе управления участвуют объект и субъект управления. В режиме ручного управления самолетом субъектом управления является пилот. В режиме автоматизированного управления самолетом субъекты управления — пилот и комплекс автоматизированных средств улучшения устойчивости и управляемости. В режиме автоматического управления самолетом субъектами управления являются система автоматического управления и пилотажно-навигационный комплекс. Как в режиме ручного, так в режимах автоматизированного и автоматического управления задей­ствована система управления полетом самолета. Дадим общую характе­ристику этой системе и определим особенности взаимодействия с…

Передаточные функции самолета в быстром боковом вынужденном дви­жении по внешним возмущениям. Появление вынужденной составляющей в боковом быстром движении обусловлено в основном действием внешней боковой силы Afz, внешних моментов крена Атхв и рыскания Атув, угла скольжения APW и скорости угла скольжения Aj)w из-за действия ветра. Рассмотрим модель бокового быстрого вынужденного движения само­лета при наличии внешних возмущений: . хбб (I) = A66x66 (I) + ВббЧббМ • (4.115) Вектор-столбец входа по внешним возмущениям в боковом быстром движении к»…

4.4.1. Влияние эксплуатационных факторов на боковое движение Эксплуатационные факторы й боковая устойчивость самолета. Степень путевой статической устойчивости по углу скольжения зависит в основном от относительных координат центра масс самолета хт и фокуса xFp. Положение фокуса определяется конструктивными особенностями самоле­та, конфигурацией, числом М полета, скоростью и т. д. Положение центра масс меняется в полете в широких пределах по мере выработки топлива, а также зависит от размещения пассажиров и грузов. При передних центровках путевая статическая устойчивость самолета…

Передаточные функции самолета в быстром боковом вынужденном дви­жении по управляющим воздействиям. Управление быстрым боковым дви­жением самолета осуществляется путем отклонений элеронов Л5Э, рулей направления Л5Н и органов управления боковой силой A6Z. Рассмотрим модель быстрого бокового вынужденного движения самолета при наличии управляющих воздействий: Xee(t) = AeeXeeft) — I — BJ6u^(t). №б№= [ue(t)]T= [A53(t) A8„(t) A8z(t)]. (4.55) Матрица входа по управляющим воздействиям в быстром боковом движении (4.56) Дополним уравнение состояния (4.54) уравнением выхода Убб№ = С6бхбб№, (4.57) где…

4.3.1. Характеристики управляемости бокового движения Статическая управляемость и балансировка бокового движения. Она характеризуется усилиями и перемещениями педалей и штурвала для выполнения маневра в боковой плоскости, которые отсчитывают от опре­деленных балансировочных усилий и перемещений, обеспечивающих рав­новесие всех боковых сил, действующих вдоль оси О2, и моментов, действующих относительно осей ОХ и ОУ. Режимы полета самолета, в которых выполняются условия £ Fz = О, £ Мх = О, £ Му = 0, называют балансировочными режимами бокового движения. Рассмотрим…

Устойчивость быстрого кремового движения. Условие устойчивости быстрого кренового движения — отрицательное значение большого вещест­венного корня (к1 < 0) характеристического уравнения (4.8). Приближенное значение большого корня можно получить, отбрасывая в уравнении (4.8) слагаемые со степенями р ниже третьей. Тогда Х1 ^ — А3б = М“х + М.“* + FfK. Практика расчетов показывает, что наибольшим здесь является М“х, поэтому обычно принимают = М“х. Так как на докритических углах атаки М®х < 0, то и < 0. Поэтому…

4.2.1. Характеристики устойчивости бокового движения Статическая устойчивость бокового движения. Боковая статическая устойчивость самолета определяет равновесие моментов рыскания и крена. Поэтому принято рассматривать два вида боковой статической устойчи­вости: путевую (флюгерную) относительно оси ОУ и поперечную от­носительно оси ОХ. Под путевой статической устойчивостью самолета понимают его способность самостоятельно без участия пилота в управле­нии противодействовать изменению угла скольжения. Пусть самолет находится в прямолинейном установившемся полете. Если в результате воздействия внешнего возмущения и изменения угла скольжения на величину Др…

Боковое движение по первичным и вторичным параметрам. Анализ структуры векторного уравнения бокового собственного движения само­лета (2.111) показывает возможность его дальнейшего упрощения. Это связано с тем, что первые пять параметров бокового движения (прираще­ния угловых’скоростей крена Асох и рыскания Асау, углов скольжения Ар, крена Ау и рыскания Ау) не зависят от последних двух параметров бокового движения (приращений угла пути А’Р и бокового отклонения Az). Обозначим первые пять параметров вектора хб через х61: [x6i(l)]T = [Awx(t) 4<»y(t) AP(t)…

Собственное боковое возмущенное движение. Рассмотрим собственное боковое движение самолета, сформировавшееся в результате кратковре­менного отклонения элеронов. Это приведет к появлению пары сил ДУЭ, которая создаст на плече z3 управляющий аэродинамический момент крена Мх5 согласно (1.30). Под действием этого момента самолет начнет пово­рачиваться относительно оси ОХ и, следовательно, менять углы крена у и скольжения р. 108 Увеличение угла скольжения вызовет увеличение подъемной силы на выдвинутом вперед полукрыле и уменьшение подъемной силы на от­стающем полукрыле. Следовательно, появится стабилизирующий…

4.1. СТРУКТУРА БОКОВОГО ДВИЖЕНИЯ Боковое движение самолета-это поступательное движение его центра масс в направлении, перпендикулярном его плоскости симметрии ХОУ, а также вращательное движение относительно центра масс вокруг осей ОХ и ОУ. Пусть исходным невозмущенным движением самолета является прямолинейный установившийся горизонтальный полет, а все силы и моменты, действующие на самолет в полете взаимно уравновешены при отсутствии управляющих воздействий и внешних возмущений. Если к самолету приложить управляющее воздействие или внешнее возмущение, вызывающие его вращение вокруг осей ОХ…

Предаточные функции самолета в продольном короткопериодическом вынужденном движении по внешним возмущениям. Внешними возмуще­ниями, наиболее существенно влияющими на параметры продольного короткопериодического движения, являются приращения внешней нор­мальной силы Afy, внешнего момента тангажа AMZ, угла атаки Aaw и скорости угла атаки Mw из-за действия ветра. Рассмотрим модель продольного короткопериодического вынужденного движения самолета при наличии внешних возмущений: Вектор-столбец входа по внешним возмущениям в продольном ко­роткопериодическом движении О [iC(t)]T = [Afy(t) AmzB(t) Aaw(t) Aaw(t)]. (3.J51) Матрица входа по внешним возмущениям…

3.4.1 . Эксплуатационные факторы в продольном движении Влияние эксплуатационных факторов на продольную устойчивость. Сте­пень продольной статической устойчивости по перегрузке зависит в основном от относительных координат фокуса xF и центра масс самолета хт (центровки). Положение фокуса определяется конструктивными особен­ностями самолета, конфигурацией, числом М полета, высотой, скоростью и т. д. Положение центра масс определяется размещением пассажиров и груза на самолете, равномерностью выработки топлива и т. д. Эксплуатационный диапазон центровок обычно ограничивается пре­дельно передней хпп и предельно задней…

Передаточные функции самолета в продольном короткопериодическом вынужденном движении по управляющим воздействиям. Управляющими воздействиями, наиболее существенно влияющими на параметры продоль­ного короткопериодического движения, являются отклонения рулей высо­ты А§в, органов управления подъемной силой А5у и органов управления тягой А5р. Рассмотрим модель продольного короткопериодического вы­нужденного движения самолета при наличии управляющих воздействий Вектор-столбец входа по управляющим воздействиям в продольном короткопериодическом движении MatHT-CAMt) A5y(t) A8p(t)]. (3.79) В* Матрица входа по управляющим воздействиям в продольном коротко­периодическом движении Дополним уравнение состояния (3.78) уравнением…