Файл: Системы автоматического и директорного управления самолетом..pdf
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 21.10.2024
Просмотров: 73
Скачиваний: 0
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; |
|
|
|
|||||||
|
|
6о |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Н — высота полета в м; |
|
|
|
|
|
|
||
|
|
а — скорость |
звука |
(в |
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; qг — 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