Файл: Системы автоматического и директорного управления самолетом..pdf

зоны радиомаяка, а в момент попадания самолета в линейную зону КРМ, которая колеблется в примерных пределах ек= = 2,5-ьЗ°. Поэтому и в случае захода на посадку с выполнением стандартного маневра «коробочка» процесс захода на посадку можно разбить на два этапа: выполнение четвертого разворота маневра «коробочка» до момента начала «захвата» курсовой зо­ ны КРМ и «захвата» курсовой зоны и стабилизации самолета

Ф..ОЛ = a r CCOS ( 1

и обычно равна 20—30°

Расчет передаточных чисел в режиме стабилизации самолета на равносигнальной зоне КРМ производится на основании тех же соображений, что и для случая стабилизации самолета на глиссаде планирования. Поскольку время регулирования само­ лета по боковому отклонению достигает примерно ^рег~ б 0 с, то на основании (2. 119) для данного случая нетрудно получить для Ко= ЮО м/с

^ О р а с ч ^ 18 0 0 0 M.

В последнем выражении с целью получения наибольшей точ­ ности системы целесообразно оставить знак равенства. При фик­ сированном значении АораСч связь между линейным и угловым отклонением от равносигнальной зоны КРМ определяется вы­ ражением (2. 12 1) и расчет передаточных чисел законов управ­ ления САУ в режиме стабилизации самолета на равносигнальной зоне КРМ можно выполнять по расчетным формулам, переведен­

72

ным для соответствующих законов управления стабилизации траектории самолета в горизонтальной плоскости с пересчетом их на основании зависимостей (2. 122).

В практике мирового автопилотостроения имеют место диф­ ференциальный и смешанный законы управления.

Для наиболее распространенного дифференциального закона

расчет передаточных чисел и величины Тф производится по фор­ мулам (2.99), (2.105), (2.108), (2.109) с учетом (2.122).

В вычислителях захода на посадку величина узад всегда огра­ ничивается допустимой для захода на посадку величиной утла крена, как правило, не превышающей у = 15^-20° и часто умень­ шающейся до у = 5-^8° по мере снижения самолета по глиссаде планирования.

Выполнение четвертого разворота стандартного маневра «ко­ робочка» происходит с углом крена, равным допустимому для захода на посадку; для осуществления этого режима удобно вос­ пользоваться сигналом отклонения угла курса от оси ВПП, кото­ рый подается на вход вычислителя с передаточным числом Д, достаточным для того, чтобы величина узад= —Д£л.3+ Ддф была равна предельному значению по крайней мере до момента пере­ сечения самолетом границы линейной зоны сигнала КРМ.

Следовательно,

Как правило, порядок величины Д, рассчитанной по приве­ денной выше формуле, не противоречит значению передаточного числа, подсчитанному по формуле (2.99) с учетом выражения (2. 122). При этом следует иметь в виду, что для осуществления четвертого разворота указанным способом недопустимо прохож­ дение сигнала курса через звено изодрома, что требуется в ре­ жиме стабилизации самолета на равносигнальной зоне КРМ во избежание статической ошибки по ек при наличии постоянного бокового ветра. Это противоречие чаще всего устраняют введе­ нием ограничения на пропускание сигнала угла курса через звено изодрома в пределах 15—20°, что примерно соответствует максимальным углам сноса.

73

Следует иметь в виду, что приведенные в этом разделе сооб­ ражения и расчетные формулы для определения параметров за­ конов управления вычислителей захода на посадку САУ дают достаточно хорошее первое приближение и, как правило, нуж­ даются в уточнениях путем моделирования. Это относится к про­ дольному и боковому каналам вычислителя. При этом уточнение производится с целью обеспечения максимальной точности в точке схода самолета с глиссады планирования и курсовой зоны при сохранении устойчивости траекторного движения при наличии внешних возмущений.

2.3. СИСТЕМЫ ДИРЕКТОРНОГО УПРАВЛЕНИЯ

Сущность директорного управления

Стабилизация заданной траектории полета самолета по ПНП представляет для летчика в условиях дефицита времени слож­ ную задачу. Это объясняется тем, что при выполнении операций контроля полета, принятия решения и контроля за результатами перемещения рычага управления от летчика требуется оператив­ ное мышление, что в условиях дефицита информации и при плохих метеорологических условиях невыполнимо. Поэтому для обеспе­ чения полета по заданной траектории необходимо снизить ранги логической сложности задач, решаемых в процессе пилотирова­ ния самолета, что достигается применением систем директорного управления СДУ.

Система директорного управления автоматизирует:

— «сбор» потребной информации от датчиков исходной информации (первичная информация);

—процесс логическинвычислительных операций над этой информацией;

—выдачу вторичной информации в оптимально-закодиро­ ванном виде.

Вторичная информация, как правило, является визуальной и отображается посредством специального индикатора — команд­ ного (директорного) прибора. В результате при работе с дирек­ торией системой мыслительная деятельность летчика сводится к дедуктивным решениям.

Таким образом, СДУ выдает летчику вторичную информа­ цию б, которая представляет собой отклонение текущего значе­ ния определенного параметра движения самолета z T. называе­ мого координатой управления директорной системы, от его за­ данного значения 2зад

б—2Т ^зад-

Задача летчика при директорном пилотировании сводится к выдерживанию в каждый момент времени равенства 6= 0, что

74

обеспечивает стабилизацию полета самолета на заданной траек­ тории:

2Т= 2зад.

Координата управления директорной системы выбирается из условия обеспечения наибольшей легкости и простоты управле­ ния. Таким образом, сущность директорного управления заклю­ чается в том, что сложный процесс ручной стабилизации само­ лета на траектории при инструментальном пилотировании сво­ дится к процессу стабилизации существенно более простых координат управления путем использования вторичной информа­ ции, формируемой директорной системой.

Директорная система обычно состоит из вычислителя и командных (директорных) приборов. Вычислитель директор­ ной системы на основании сигналов датчиков исходной инфор­ мации формирует вторичную информацию в соответствии с «за­ ложенным» в него законом управления и выдает ее на команд­ ный прибор.

Таким образом, при разработке директорной системы необхо­ димо определить координату управления г, закон управления вычислителя, масштаб командного прибора, его коэффициент усиления.

Определение координаты управления

Траекторию полета самолета в пространстве целесообразно разбить на две составляющие — на траекторию в вертикальной плоскости и траекторию в горизонтальной плоскости. Это обу­ словливается возможностью разделения движения самолета на продольное и боковое. Соответственно и директорная система будет иметь две координаты управления — координату управ­ ления продольным движением самолета 2пр0д и координату управления боковым движением zqok.

Координата управления выбирается из условия максималь­ ной разгрузки (как умственной, так и физической) летчика в про­ цессе пилотирования самолета. Наиболее полная умственная разгрузка летчика достигается в случае, когда он реализует передаточную функцию усилительного звена- [14]: W„(p) =

k 6

—------- . Кроме того, для обеспечения хорошей стабилизации

Тл, зР + 1

траектории полета самолета при ручном управлении необходимо, чтобы [14]:

—передаточная функция самолета содержала интегрирую­ щее звено;

—возмущенное движение самолета было устойчивым;

—самолет обладал определенными характеристиками управ­ ляемости по выбираемой координате zT.

75

Второе и третье требования обеспечиваются специальными автоматическими устройствами, например, автоматами продоль­ ного и бокового управления [14]. Первое же условие влияет на выбор координаты г. Таким образом, к выбору координат управ­ ления г пр0д и 2бок целесообразно подходить со следующими тре­ бованиями.

1. Координата должна обеспечивать максимальную умствен­ ную и физическую разгрузку летчика, которая определяется:

а) наличием интегрирующего звена в прямой цепи контура стабилизации координаты управления;

б) отсутствием необходимости использования корректирую­ щих способностей летчика;

в) минимальными затратами мускульной энергии.

2.Самолет должен иметь хорошую управляемость по коорди­ нате управления, т. е. координата управления должна быть легко стабилизируемой, что дает летчику возможность отвлекаться для наблюдения за другими приборами, землей и т. д. без опасения «упустить» стабилизируемую координату.

3.Координата управления должна быть легко замеряема.

Определение координаты управления продольным движением самолета

Контур директорного управления траекторией полета само­ лета изображен на рис. 2.23, на котором через kK.„ обозначен масштаб командного прибора. Для определения координаты

Рис. 2. 23. Контур директорного управления самолетом

управления передаточную функцию самолета по траектории по­ лета на отклонение руля целесообразно представить в виде двух сомножителей (рис. 2. 23)

к внутреннему контуру, переходные процессы в котором проте­ кают быстрее, чем установление центра тяжести самолета на

76

траектории. Использование в качестве координаты управления

параметра, характеризующего движение центра тяжести само­ лета, как нетрудно показать, приводит к появлению в контуре управления двух последовательно соединенных интегрирующих звеньев, что требует от летчика необходимости дифференциро­ вать управляющий сигнал, т. е. по существу сводится к управ­ лению по ПНП.

Продольное движение самолета в общем случае характери­ зуется следующими параметрами внутреннего контура, которые могут рассматриваться в качестве «потенциальных» координат управления:

а) углом тангажа Ф;

б) угловой скоростью тангажа coz; в) углом атаки а; г) углом наклона траектории 0;

д) нормальной перегрузкой пу\ е) углом отклонения руля высоты 6В.

Получение сигналов, пропорциональных углу наклона траек­ тории 0 и углу атаки а, затруднительно, поэтому рассматривать их в качестве возможных координат управления нецелесооб­ разно.

Использование в качестве координаты управления угла отклонения руля высоты бв нецелесообразно, поскольку, как не­ трудно показать, в этом случае летчик должен реализовывать передаточную функцию интегрирующего звена с большим коэф­ фициентом усиления.

Следовательно, в качестве возможных координат управле­ ния, с учетом пп. 2 и 3 приведенных выше требований, могут рас­ сматриваться Ф; o)z и пу.

Определим передаточную функцию W\(p) для указанных

71