Файл: Системы автоматического и директорного управления самолетом..pdf

ВУЗ: Не указан

Категория: Не указан

Дисциплина: Не указана

Добавлен: 21.10.2024

Просмотров: 116

Скачиваний: 0

ВНИМАНИЕ! Если данный файл нарушает Ваши авторские права, то обязательно сообщите нам.

СИСТЕМЫ

АВТОМАТИЧЕСКОГО И ДИРЕКТОРНОГО

УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ

Москва

« М А Ш И Н О С Т Р О Е Н И Е :

1 9 7 4

С34

 

УДК 629.7.05.001

V» 1 ЪV' Ьа.Г"

ЧИТАЛЫ ;ОГ;; .*

Системы автоматического и директорного управления са­ молетом. М., «Машиностроение», 1974, 232 с.

В книге рассматриваются методы анализа и расчета систем автоматического и директорного управления самолетом на за­ данной траектории полета. Изложены вопросы рационального распределения функций между летчиком и системой автомати­ ческого и директорного управления. В комплексе вопросов проектирования и расчета впервые дается систематическое из­ ложение методов обеспечения безопасности проектируемых систем управления' полетом.

Методы анализа и расчета представлены в простой форме, а их результаты подтверждаются практикой проектирования рассматриваемых систем.

Книга рассчитана на специалистов, занятых проектирова­ нием систем автоматического и директорного управления са­ молетом. Она может быть полезной студентам, аспирантам и преподавателям вузов соответствующих специальностей. Табл. 7, ил. 70, список лит. 17 назв.

Авторы книги: М и х а л е в И. А., О к о е м о в Б. Н., П а в ­ л и н а И. Г., Ч и к у л а е в М. С., К и с е л е в Ю. Ф.

Рецензент докт. техн. наук Г. Н. Толстоусов

31808-195 С 195-74

038(01)-74

© Издательство «Машиностроение», 1974 г.

ПРЕДИСЛОВИЕ

Большие скорости полета и требуемая высокая точность вы­ полнения траекторного движения самолета при решении ряда тактических и навигационных задач возможны только при ис­ пользовании средств автоматического и директорного управления. Прежде всего вся сложность самолетовождения по заданной траектории в условиях больших скоростей полета вызвана необ­ ходимостью восприятия летчиком множества параметров дви­ жения самолета, их контроля и принятия логического решения для выработки действий органами управления.

В ряде ответственных режимов полета, таких, например, как заход на посадку в сложных метеорологических условиях, при ограниченности времени на принятие решений может произойти изменение заданной траектории полета, потеря координации управления, что нередко приводит к летным происшествиям. По­ этому в последнее время особое внимание уделяется решению вопроса автоматической обработки информации о положении самолета относительно заданной траектории и выработки команд для летчика на визуальных командных приборах.

Чтобы освободить летчика от сложных умственных логиче­ ских операций по переработке текущей информации, поступаю­ щей с отдельных приборов, были созданы интегральные прибо­ ры-индикаторы, выполняющие конечную задачу выдачи инфор­ мации летчику. Однако это только одна сторона принципиального решения вопроса повышения эффективности самолетовож­ дения по заданной траектории. Важно осуществить опти­ мальным образом взаимное приспособление директорных при­ боров и летчика, т. е. учесть психофизиологические возможности летчика и сочетать их с соответствующими этим возможностям динамическими характеристиками директорной системы управ­ ления.

3


Вычислительное устройство в системе директорного управ­ ления формирует необходимый алгоритм управления самолетом на заданной траектории полета, который выдается летчику на командном и пилотажно-навигационном приборах-индикаторах, и тот же алгоритм, естественно, может быть использован в каче­ стве управляющего закона в системе автоматического управле­ ния траекторным движением самолета. Вполне очевидно, что системой автоматического управления эта задача выполняется с большей точностью. Однако для обеспечения безопасности по­ лета даже при контроле работы системы со стороны летчика требуется высокий уровень ее надежности. Поэтому в процессе создания системы автоматического и директорного управления одним из важнейших вопросов является вопрос обеспечения безопасности.

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ

g — ускорение свободного падения в м/с2; Q— массовая плотность воздуха в кг/м3;

£>о — массовая плотность воздуха у земли (в стандартных атмо­ сферных условиях);

.

 

е

 

 

 

 

 

 

 

 

А — ----— относительная плотность воздуха;

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Н — высота полета в м;

 

 

 

 

 

 

 

 

а — скорость

звука

стандартных

атмосферных

условиях

 

 

у земли а=340 м/с);

(скорость потока воздуха

отно­

 

 

V — скорость

полета

самолета

 

 

сительно самолета)

в м/с;

 

 

 

 

 

 

 

q — скоростной напор потока в Па;

 

 

 

 

 

М — число М;

 

 

 

 

 

 

 

 

 

МКр — критическое число М (число,

при

котором в какой-либо

 

 

точке поверхности

самолета

местная скорость равна

мест­

 

 

ной скорости звука);

 

 

 

 

 

“-«v

“г, — проекции

вектора

угловой

скорости

на связанные

с

само-

_

_

летом оси координат в рад/с;

 

 

 

 

“ *1’ “Vi

и “z , — безразмерные составляющие угловой скорости относительно

 

 

осей Oxi;

Оух и Ozi;

 

 

 

 

 

а— угол атаки в рад;

Р— угол скольжения в рад;

0 — угол

между вектором скорости полета и горизонтальной

плоскостью в рад;

проекцией

Ч1 — угол

поворота траектории полета (угол между

вектора скорости на горизонтальную плоскость

и некото­

рым

направлением, принятым за начальное) в

рад;

Ф — угол тангажа самолета в рад.;

 

у — угол крена самолета в рад.;

 

ф— угол рыскания (угол между проекцией продольной оси са­ молета на горизонтальную плоскость и некоторым направ­

лением на горизонтальной плоскости, принятым за началь­ ное) в рад.;

5 — площадь крыльев в м2;

1 — размах крыльев в м; Ьа — средняя аэродинамическая хорда (САХ) в м;

бв — угол отклонения руля высоты в рад.; 6н — угол отклонения руля направления в рад.;

бэ — угол отклонения элеронов (отсчитывается по правому эле­ рону) в рад.;

бзак — угол отклонения закрылков в рад.;

т•— угол отклонения триммера в рад.;

т— масса самолета в кг;

G — вес самолета в Н;

5


Jxx; 1уу\ h i — моменты инерции относительно осей Oxi, Оу\, Огь соответ­ ственно связанных с самолетом в кг.м2;

У — подъемная сила в Н;

Q — сила лобового сопротивления в Н;

Z — боковая сила в Н;

Р — сила тяги двигателей, установленных на самолете в Н;

Y

Су = —— — коэффициент подъемной силы;

4Q

сх — ---- — коэффициент лобового сопротивления; qS

Z

сг — — — коэффициент боковой силы; qS

Р

с„ = — — коэффициент силы тяги; qS

Хт— безразмерная

координата

центра тяжести самолета, отсчи

Мх

тываемая параллельно хорде;

 

 

 

тх —qSl

 

 

Му

 

 

 

ту =

 

 

qSl

 

 

Мг

— коэффициенты

моментов

аэродинамических сил соитвет

тг

= qSi

ственно;

 

 

РШ.К — усилие на ручке управления рулем высоты в Н;

Ршт — усилие на ручке управления элеронами в Н;

Мш

тш — коэффициент шарнирного момента;

S s — площадь органа управления в м2; b j — хорда органа управления в м;

Xs — линейное перемещение ручки управления в мм;

пу = а

 

 

 

 

 

 

 

 

п __ _

— составляющие перегрузки вдоль осей

Оу\

и Oz\, связанных

G

с самолетом;

 

уравнений

возмущающего

движения

само­

at, bi,

с, — коэффициенты

 

лета, записанных в вариациях;

 

 

 

 

 

W e (p) передаточная функция самолета;

 

 

 

 

 

Wn (р) — передаточная функция «модели летчика»;

 

 

 

Wo.с (р) — передаточная функция обратной связи;

 

по

пара­

WXjU(p) — передаточная

 

функция

разомкнутой

системы

 

метру х на единичное отклонение координаты у;

 

 

Фх/у (Р) — передаточная

функция замкнутой

системы

по параметру х

 

на единичное отклонение координаты у\

 

 

 

Д (р) — характеристическое уравнение системы;

 

 

{р—

 

р — переменная

в

преобразовании

Лапласа — Карсона

 

= a+jb ) ;

 

 

 

 

 

 

 

 

/Суо — статический коэффициент

усиления разомкнутой

системы;

 

t — время в с;

 

 

 

 

 

 

 

 

Cpei — время регулирования в с; Т — постоянная времени в с;

S — относительный коэффициент затухания; Д0 — сигнал ошибки; С/вз ■— входной сигнал;

Um i — выходной сигнал; Uст — статическая ошибка;

б


S(/(о) — спектральная плотность; to — круговая частота в рад/с;

ЛАФХЧ — логарифмические амплитудно-фазовые частотные характе­ ристики системы;

ЛАЧХ — логарифмическая амплитудная частотная характеристика системы;

ЛФЧХ — логарфмическая фазовая частотная характеристика си­ стемы;

Юс — частота среза разомкнутой системы в рад/с; <0 j — частота г-го излома на ЛАЧХ в рад/с;

р; х\ г; у — передаточные числа САУ; ВСК — встроенная система контроля;

ОК — объект контроля; ^пер — время «переключения» летчика в с;

fpac —: располагаемое время летчика в с; /кр — критическое время в с;

tK.i — момент контроля готовности в с;

•Рбез — уровень безопасности полета самолета с САУ; Qoe? — уровень риска управления автоматического полета;

Pq— вероятность безотказной работы системы; Qс — вероятность отказа системы;

Pt — вероятность безотказной работы i-ro элемента системы; — вероятность отказа г-го элемента системы;

Я— интенсивность отказа элемента системы в 1/ч; Гер— среднее время безотказной работы элемента системы в ч;

и — контрольный сигнал; «пор — порог срабатывания элемента контроля;

ях — среднее квадратическое отклонение по координате х.

Глава I

НЕКОТОРЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ОСНОВНЫХ ЗВЕНЬЕВ КОНТУРА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ

В общем смысле управление самолетом есть перевод с одного возможного для него режима полета на другой путем воздейст­ вия на параметры движения самолета, которое основано на по­ лучении, переработке и передаче информации. В построении про­ цесса управления можно выделить три основные операции [14]:

выбор желаемого хода процесса (программа полета);

контроль за ходом процесса;

регулирование (стабилизация).

Процесс управления полетом самолета выполняется летчи­ ком; операция стабилизации может быть возложена на систему автоматического управления (САУ), и в этом случае одним из основных вопросов проектирования САУ является вопрос взаим­ ного приспособления летчика и САУ как звеньев единой ком­ плексной системы управления. При этом неправильно исходить из положения, что наиболее рациональная САУ та, которая пол­ ностью заменяет человека. Это часто приводит к нецелесообраз­ ному усложнению САУ. Поэтому выяснение потребной степени автоматизации процесса управления самолетом и оптимальное распределение функций между летчиком и САУ является карди­ нальным вопросом проектирования САУ. Принципиально в зави­ симости от степени автоматизации летчик может выполнять или все три операции процесса управления (самолет оснащен демп­ ферами или автоматами управления [14]), или функции задания программы полета и контроля (САУ полностью или частично стабилизирует движение самолета на различных режимах по­ лета), или в наиболее автоматизированном полете только функ­ ции задания программы полета. В первом случае летчик осуще­ ствляет ручное пилотирование самолета или системы самолет — автомат управления, во втором он на значительные промежутки времени может быть исключен из контура стабилизации и вы­ полняет в основном функции контроля режима полета самолета. Однако в любом случае летчик осуществляет оперативное управ­

8


ление, т. е. операции пуска, отключения, изменения режимов работы САУ и т. д.

Таким образом, при проектировании САУ в первую очередь определяют необходимую степень автоматизации двух основных операций процесса управления самолета — операции стабилиза­ ции параметров движения самолета и операции контроля пра­ вильности автоматического управления самолетом посредством САУ (часть операции контроля за ходом процесса управления). Потребная степень автоматизации этих операций во многом определяется сенсорно-мыслительной и сенсорно-двигательной деятельностью летчика.

1.1. НЕКОТОРЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРОЦЕССА ОБРАБОТКИ ИНФОРМАЦИИ ЧЕЛОВЕКОМ-ОПЕРАТОРОМ

При пилотировании самолета вручную летчик вынужден не­ прерывно задавать и выдерживать требуемый режим полета, целевым назначением которого является обеспечение перемеще­ ния самолета в пространстве по определенной траектории с за­ данными параметрами движения. Конкретные действия летчика по управлению самолетом связаны с приемом информации, при­ нятием решения и перемещением рычага управления и во мно­ гом определяются характеристиками пилотажно-навигационных

приборов (источники

информации) и

органами управления.

В настоящее время траекторию полета,

жестко «привязанную»

к земной поверхности, как правило, задают с

помощью

назем­

ных радиотехнических

средств (РТС),

что

особенно

важно

в условиях плохой видимости при отсутствии непосредственного наблюдения.

В общем комплексе технических средств самолетовождения РТС играют важную роль благодаря относительной независи­ мости их работы от метеоусловий, достаточно высокой стабиль­ ности пролегания задаваемых ими траекторий и точности изме­ рений отклонения самолета от них.

Управляя самолетом на заданной РТС траектории, летчик может судить о перемещении самолета только по показаниям пилотажно-навигационных приборов (ПНП), индицирующих отклонения самолета от заданных траекторий полета. Следова­ тельно, при .инструментальном пилотировании, когда приборы являются единственным источником информации, деятельность летчика связана не с самим движением самолета в простран­ стве, а его информационной моделью, т. е. с отображением пара­ метров этого движения, организованным по определенным пра­ вилам и выдаваемым с помощью ПНП. Сложность и полнота этой информационной модели ограничивается стремлением к све­ дению до необходимого минимума количества передаваемой

9