Файл: Системы автоматического и директорного управления самолетом..pdf

дополнительной информации, что позволяет выделить полезный сигнал и достаточно эффективно подавить помеху. При этом не­ обходимо, чтобы источники сигналов основной и дополнительной информации имели существенно различные спектральные со­ ставы помех, причем источник дополнительной информации вы­ дает сигнал производной по отношению к сигналу источника основной информации. Так, например, если источник радио­ информации, как правило, содержит высокочастотные помехи, то источник дополнительной информации может содержать только медленно меняющуюся погрешность.

Рис. 2. 26. Частотная характеристика фильтра

Рассмотрим (рис. 2. 27) простейший способ выделения полез­ ного сигнала на примере величины производной отклонения от равносигнальной зоны, получаемой путем дифференцирования

сигнала КРМ — ертс. Сигнал РТС — ертс содержит полезную составляющую е и помеху /. Для фильтрации высокочастотных

помех сигнал ертс пропускается через помехоподавляющий фильтр с передаточной функцией

1

W^{p)

Т’фР + 1

Наряду с подавлением помехи имеет место запаздывание по­ лезного сигнала, что, естественно, приводит к ухудшению каче­ ства процесса стабилизации системы на траектории, задаваемой РТС. Для устранения влияния запаздывания в управляющем сигнале на вход того же фильтра подается с коэффициентом усиления k сигнал с гировертикали, пропорциональный углу крена у. При постоянной скорости полета и обеспечении коорди­ нации бокового движения самолета сигнал у можно рассматри­

84

вать как динамический аналог второй производной отклонения от заданной траектории, т. е. можно записать, что

ce*«Y = ^ ’ + E,

где £ — некоторая медленно меняющаяся погрешность.

Таким образом, в систему подается «чистый» сигнал е плюс помехи, из которых высокочастотная составляющая / достаточно

ской динамики.

Такой метод выделения полезного сигнала широко приме­ няется в различных навигационных устройствах для повышения точности выходной информации. В системах автоматического регулирования применение такого метода приводит к улучше­ нию качества процесса стабилизации.

В заключение следует отметить, что одним из основных тре­ бований к стабилизации заданной траектории является астатизм ее выдерживания.

При директорном управлении летчик практически всегда удерживает стрелку директорного прибора в нулевом положе­ нии, т. е. по существу выполняет функции астатического серво­ привода, и поэтому для удовлетворения этого требования доста­ точно, чтобы закон управления вычислителя был астатическим.

85

скоростью черно-белых полос, что создает эффект поступатель­ ного движения, на которое реагирует летчик.

Паравизуальный прибор как бы «расширяет» оперативное зрение летчика, позволяет ему без прекращения процесса директорного управления самолетом обозревать окружающую обста­ новку во внекабинном пространстве и приборную доску. Однако, как отмечается в [9], при работе с паравизуальными приборами увеличивается загрузка центральной нервной системы по обра­ ботке информации, которая в ряде случаев снижает эффектив­

ность деятельности летчика. Кроме этого, при наличии паравизуального командного прибора летчик обеспечивает меньшую точность выдерживания заданной траектории полета. Все это ограничивает использование паравизуальных командных прибо­ ров и, по-видимому, именно поэтому они и не получили широ­ кого распространения.

В последнее время все шире на самолетах начинают приме­ няться коллиматоры, посредством которых проектируются все необходимые для полета сведения либо на лобовое стекло, либо на специальный экран. Как отмечается в [16], режим директорного управления по командному моно-индексу коллиматора по сравнению со стрелочным командным прибором более точен и результативен. Схема пилотажно-посадочного индикатора изо­ бражена на рис. 2. 30. Однако при индикации на стекле близко перед глазами летчика находится полупрозрачный экран, кото­ рый ухудшает обзор внекабинного пространства. Кроме этого, при наличии коллиматора возникает проблема пилотирования самолета с использованием двух приборных панелей, что требует дополнительных тренировок летного состава для приобретения навыков. Поэтому основным штатным командным прибором до настоящего времени является стрелочный прибор.

87

При работе с директорией системой действия летчика сво­ дятся к непрерывному устранению рассогласования между за­ данным и текущим значением координаты управления, к обеспе­ чению 6= 0, т. е. гт = гзад. При этом слежение координаты zT за координатой 2зад может быть осуществлено двумя методами:

—слежение с преследованием, когда летчик воспринимает как ход изменения координаты 2зад, так и координаты z T;

—слежение компенсирующее; в этом случае летчик воспри­ нимает только рассогласование между сигналами, т. е. сигнал

в центре прибора с помощью перемещения рычагов управления так, чтобы скомпенсировались действия факторов, вызывающих ее отклонение от центра. Так как управление самолетом проис­ ходит по двум координатам—2пр0д и 2б0к, то командный прибор имеет две командные стрелки — горизонтальную для Д2пр0д и вертикальную для Дгвок, образующие перекрестье в центре непо­ движной шкалы (см. рис. 2.28).

При определении масштаба командного прибора может быть рассмотрен только контур системы по координате управления z, а влияние внешнего контура учитывается в виде изменения координаты 2зад во времени по определенному закону.

Коэффициент усиления разомкнутой директорной системы, контур управления которой изображен на рис. 2.31, опреде­ ляется из условий требуемого качества стабилизации коорди­ наты z и равен

88

^р.с —kjikKTikz,

где kz — коэффициент усиления самолета по координате управ­ ления.

Следовательно, определение масштаба директорного прибора сводится к правильному распределению коэффициентов усиле­ ния между летчиком и командным прибором.

Рис. 2.31. К выбору коэффициента усиления директорного прибора

В случае малого коэффициента усиления директорного прибора, т. е. при малых перемещениях стрелки прибора на сравнительно большой управляющий сигнал, летчику, обладающему опреде­

при большом значении kK,u случайные небольшие усилия, прикладываемые летчиком к рычагу управления, вызывают большие отклонения командной стрелки директорного прибора.

оптимальный коэффициент усиления командного прибора, отклонение от которого воспринимается летчиком как пилотиро­ вание самолета с плохими характеристиками управляемости, причем величина этого коэффициента зависит от характеристик

самолета.

Обычно оптимальная величина масштаба директорного при­ бора определяется экспериментальным путем на специальном тренажере с последующей корректировкой по результатам лет­ ных испытаний. Тем не менее при проектировании командных стрелочных приборов целесообразно принимать во внимание следующие соображения.

89