Файл: Системы автоматического и директорного управления самолетом..pdf

только функция (2.124). Из формулы (2. 126) следует, что для удовлетворения приведенных выше требований можно восполь­

зоваться координатой 2прод= [ nvdt. В этом случае передаточная функция (2. 126) примет вид

kc£ь_

Из сравнения передаточных функций (2.124) и (2.127) легко определить, что система с углом тангажа в качестве координаты управления менее критична к коэффициенту усиления, реали­

зуемому летчиком, чем в случае 2пр0д= ^ nydt. Действительно,

как видно из приведенных на рис. 2. 24, а ЛАФЧХ разомкнутого контура управления по координате 2Т, система с передаточной функцией (2.127) при больших коэффициентах усиления может стать неустойчивой, что не имеет места в системе (рис. 2.24,6) с передаточной функцией (2.124).

Сравнительную оценку приемлемости параметров й и J nydl

в качестве координат управления СДУ с точки зрения затраты летчиком мускульной энергии целесообразно производить из условия стабилизации заданного режима полета самолета в воз­ мущенной атмосфере. Для этого, присоединив к системе уравне­ ний ( 1. 2 1) одно из уравнений:

получим для замкнутых по координате г систем передаточные функции по отклонению руля высоты на единичное ветровое воз­ мущение. Эти функции имеют следующий вид*:

для координаты управления z = ft

(2. 128)

для координаты управления 2 = J nydt

78

Рис. 2.24. ЛАФЧХ к выбору координаты управления ди­ ректорией системы

79,

Значения произведения коэффициентов усиления Лл&к.п и k n 'k'Kn

можно определить исходя из следующих соображений. Из рис. 2.24 очевидно, что время регулирования систем по координатам

■&и f riyd t соответственно равно:

Тогда выражения (2. 128), (2. 129) примут вид

ф*0 > ) ~ - 1с2- с4с6)Ф*(р) aw

иФТ-1' Wudt(p)= c 4[ p + i c ^ с5)\ Ф* (р),

где

Принимая во внимание известную связь между усилием на штурвальной колонке Р и углом отклонения руля высоты 6В[14], перейдем от передаточных функций по рулю к передаточным функциям по усилиям:

® V (Р)= ~ (с2- с4с6) Ф* (р)

aw

и

Ф - J V " ( p ) = C t b + ( C i + с&1] к ш М Кф* {p)t

где k m — коэффициент передачи между углом отклонения руля высоты и перемещением штурвальной колонки в рад/м.

80

Испильзуя спектральную плотность турбулентной атмосферы S u (м), получим спектральные плотности усилий, прилагаемых летчиком к штурвальной колонке, для обоих случаев:

Спектральную плотность турбулентной атмосферы часто аппрок­ симируют выражением вида

5 .с>-=тг-

При полетах на малых высотах с дозвуковыми скоростями почти всегда выполняется соотношение

Следовательно, среднее квадратическое значение усилия сгр, прилагаемого летчиком к штурвальной колонке при директорной стабилизации режима полета самолета в турбулентной атмо­ сфере, будет несколько меньше при координате управления 2 = #,

честве координаты управления директорной системы может ока­ заться предпочтительнее, чем интеграла нормальной перегрузки

J riydt. Кроме того, следует заметить, что для получения коорди­

наты управления 2 = J nydt необходимо, кроме датчика пу, иметь

в составе системы интегрирующий элемент. Координата 2 = 0 получается с хорошо апробированного датчика — гироверти­ кали — без дополнительных преобразований. Это дает основа­ ние считать наиболее надежной координатой управления угол тангажа О.

Определение координаты управления боковым движением самолета

Поскольку при директорном управлении траекторией полета самолета требуется координированное управление, т. е. tiz= 0, то

81

для определения координаты управления боковым движением воспользуемся соображениями, приведенными в разд. 2. 2, где сказано, что для исследования качества стабилизации самолета на заданной траектории можно ограничиться рассмотрением си­ стемы уравнений:

ковом движении самолета могут рассматриваться: а) угол крена у; б) угловая скорость крена со*;

Рис. 2.25. Контур управления траекторией самолета в боковом движении

в) угол курса — До]: (в данном случае отсчитывается от курса заданной траектории);

г) угол отклонения элеронов бэ; д) угловая скорость курса Дф.

По тем же соображениям, что и в продольном движении,

Угол отклонения самолета от заданного курса Аф в качестве координаты управления также служить не может, поскольку в этом случае в контуре стабилизации имеют место два интегри­ рующих звена, и для обеспечения устойчивости такого контура необходимо введение форсирующих звеньев; следовательно, та­ кая система не будет удовлетворять требованиям к выбору коор­ динаты управления. Как видно из рис. 2. 25, параметр со* также

не удовлетворяет этим требованиям. Параметры у и ф можно использовать в качестве координаты управления.

Однако, учитывая, что из условий безопасности полета само­ лета на величину угла крена накладываются жесткие ограниче­ ния, целесообразнее в качестве координаты управления боко­ вым движением самолета использовать угол крена у.

82

Общие соображения по определению закона управления вычислительного устройства системы

При правильном выборе координаты управления летчик, пи­ лотируя самолет по директорным приборам, реализует переда­ точную функцию «реального» усилительного звена:

W A p ) = K ^ ~..(2- I31)

Гл.зР + 1

Сравнивая последнюю с передаточной функцией сервопри­ вода автопилота с жесткой обратной связью (2. 2) и учитывая несущественное с точки зрения стабилизации координаты управ­ ления различие в полосах пропускания звеньев (2.2) и (2.131), а также малость величины тл, нетрудно прийти к выводу об их практической идентичности. Отсюда следует, что выбор законов управления вычислительного устройства системы директорного управления и расчет их параметров осуществляется в основном аналогично выбору соответствующих законов управления авто­ матической системы стабилизации траектории полета (см. разд. 2.2). Некоторые различия в законах управления вычисли­ телей директорной и автоматической систем траекторного управ­ ления определяются тем, что в контур системы директорного управления включен человек с присущими ему особенностями. В первую очередь, к этим особенностям следует отнести слабую «помехоустойчивость» человека. Поскольку выходная информа­ ция директорной системы выдается визуально, то, в силу особен­ ностей человека к восприятию визуальной информации, в ее со­ ставе не должно быть высокочастотной помехи. Источником такой помехи являются радиотехнические средства, задающие траекторию полета самолета. Для подавления этой высокоча­ стотной помехи в вычислительном устройстве директорной си­ стемы приходится применять специальные фильтры. Обычно они представляют собой апериодические звенья, нередко в виде по­ следовательного соединения нескольких таких звеньев.

Действие таких фильтров очевидно из рассмотрения ампли­ тудной частотной характеристики апериодического звена, изо­ браженной на рис. 2.26. Как видно из рисунка, на частотах выше coi амплитуда входного сигнала уменьшается более чем в 5 раз. Применение таких помехоподавляющих фильтров целесообразно в тех случаях, когда частотный спектр полезного сигнала содер­ жит частоты существенно ниже диапазона частотного спектра сигнала помехи. Очевидно, наряду с подавлением помех такие фильтры искажают и полезный сигнал, и это искажение тем су­ щественней, чем ближе друг к другу частотные спектры полез­ ного сигнала и помехи. В последнем случае нередко приходится для выделения полезного сигнала прибегать к использованию

83