Файл: Василинин В.Н. Автоматизированное вождение тяжелых самолетов.pdf

инженера (функции штурмана и бортрадиста выполняют летчики). Как видно из рисунка, приборные доски летчи­ ков насыщены большим количеством органов управления, индикаторов и сигнализаторов.

Об оборудовании рабочего места штурмана дает неко­ торое представление приборная доска штурмана военно­ транспортного самолета С-141А (рис. 9). Здесь насыщение органами управления, индикаторами и сигнализаторами еще большее.

Уместно поставить вопрос о сокращении оборудования в кабинах летчиков и штурмана. Этого можно достичь дальнейшим повышением степени автоматизации вожде­ ния тяжелых самолетов.

Тенденцию к сокращению оборудования в кабине лет­ чика можно наглядно проиллюстрировать на проекте при­ борной доски СТС В-2707 (рис. 10). Обращает на себя внимание появление принципиально новых приборов: электронно-лучевого командно-пилотажного прибора (КПП), картографического индикатора места положения самолета и многофункционального индикатора. Для обе­ спечения работы таких индикаторов нужен сложнейший ПНК, создание которого может стать реальностью в бли­ жайшем будущем.

§ 2. УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ САМОЛЕТА И СИСТЕМА «САМОЛЕТ-АВТОПИЛОТ»

Движение самолета в полете и управление им — слож­ ный процесс, характеризующийся множеством параметров. Самолет имеет шесть степеней свободы: три угловых дви­ жения вокруг центра масс и три поступательных движения самого центра масс; в полете на него действуют несколько сил и моментов, меняющихся во времени. Все это сильно затрудняет изучение движения самолета и автоматизацию полета.

Для управления полетом необходимо в каждый момент времени знать соотношение между управляющим воздей­ ствием органов управления и управляемыми параметрами полета. Эти соотношения описываются и определяются с помощью дифференциальных уравнений управляемого дви­ жения самолета.

Уравнения углового движения самолета принято рас­ сматривать в полусвязаиной системе координат, начало которой О совмещено с центром масс. Ось х направлена

26

угол между вектором скорости и плоскостью симметрии; угол рыскания ф— угол между проекцией продольной оси самолета на плоскость местного горизонта и некоторым направлением Оь принятым за начальное.

Проецируя указанные силы на оси полусвязанной системы координат, можно получить исходную систему дифференциальных уравнений движения самолета:

)

Для решения ряда практических задач эту систему уравнений удобно выразить через продольную пх и нор­ мальную пѵ перегрузки:

Р — Х G

11У ~ G

Можно показать, что система уравнений (3) приво­ дится к виду:

где r0epT, rrop— вертикальный и горизонтальный радиусы кривизны траектории.

Исходные уравнения (3) дополняются системой сум­ марных аэродинамических моментов:

28

Анализ и решение системы уравнений (3) и (6) пред­ ставляют большие трудности. В целях упрощения продоль­ ное и боковое угловое движения самолета рассматрива­ ются раздельно.

Продольное угловое движение самолета описывается системой дифференциальных уравнений;

т= Р cos а — X — О sin Ѳ;

сумму проекций сил на нормаль к траектории и третье — сумму моментов относительно поперечной оси Z.

Система уравнений линеаризуется и приводится к без­

(РУД); 8В— отклонение руля высоты;

п , — коэффициенты, определяемые аэродинамически­ ми характеристиками самолета;

/ііЛ і/з — возмущения, действующие на самолет. Характеристическое уравнение системы (8) четвертой

где С[ — коэффициенты при неизвестных в системе (8). Устойчивость продольного движения самолета по отно­

шению к V, 9 и а определяется видом корней характери­ стического уравнения. Для обеспечения устойчивости дви­ жения обязательно, чтобы, вещественные части всех кор­ ней были отрицательными. Для этого в свою очередь

29

необходимо и достаточно соблюдение условия Раусса-Гур- вица:

C j > О, С2>О , С3> 0 , С4 > 0 ; 1

c,(c2c8- c 1c4) - q > o . ]

Боковое движение самолета описывается системой диф­ ференциальных уравнений:

m V — Z + G cos Ѳ sin 7;

da®!ш,. rfi;

~d

(И)

Фбок = <H- ß-

Первое уравнение системы (11) является уравнением боковых сил, второе и третье представляют собой соответ­ ственно уравнения моментов относительно осей X и У.

После преобразований система (11) приводится к виду:

ления.

Устойчивость бокового движения самолета относитель­ но ß, у, шх и шу определяется по характеристическому урав­ нению, аналогичному (9).

Передаточные функции самолета находятся решением уравнений (8) и (12), их можно представить в виде:

30