Файл: Системы автоматического и директорного управления самолетом..pdf

сократить объем испытаний до минимума. Такими моментами являются:

врежиме стабилизации угла тангажа или стабилизации вы­ соты полета — любой момент времени (на конкретном режиме полета вследствие стационарности системы реакция на отказ будет одинакова);

врежиме захода на посадку;

—момент пересечения равносигнальной зоны ГРМ;

—момент наибольшего отклонения самолета от глиссады планирования в процессе «захвата глиссады»;

—момент пролета на ДПРС; момент, на 10—20 с предшествующий окончанию маневра

захода на посадку.

За расчетное внешнее возмущение часто принимают верти­ кальный порыв ветра, имеющий

—величину W7= 3 м/с и продолжительность действия tw= 1 с, начиная с пролета ДПРС;

—величину 1^=3 м/с и продолжительность действия tw —2 с

при полете на высоте выполнения предпосадочного маневра и в процессе захвата глиссады;

— величину 1^ = 6 м/с и продолжительность действия t w = 2 с на остальных режимах полета.

Момент задания и направление ветрового воздействия целе­ сообразно выбирать из условия получения максимальной реак­ ции самолета на отказ САУ при имитации последнего. После имитации отказа САУ в момент to будем полагать, что:

—до момента tn летчик не подозревает о наличии отказа

САУ;

—в момент ta летчик фиксирует наличие нарушения нор­

мального протекания процесса управления, но не вмешивается

считать момент времени, в который хотя бы один из параметров движения самолета, определяющих аварийное положение, до­ стиг «порогового» для данного режима полета значения, или «порога срабатывания летчика» (табл. 3.7).

Методика моделирования отказов заключается в имитации возможных обобщенных отказов при перечисленных выше усло­ виях и поведении летчика при отказе и ликвидации его послед­ ствий. При этом целесообразно отказы, реакция на которые существенна (например, ложные сигналы активных элементов схемы), имитировать без внешних воздействий, так как наличие последних на практике приведет к увеличению реакции на отказ. Внешними воздействиями следует сопровождать лишь отказы,

211

реакция на которые несущественна (например, пропадание близ­ ких к нулю сигналов в установившемся режиме полета). Таким образом, изложенная упрощенная методика моделирования будет давать наилучшие результаты при отсутствии внешних воздействий и наихудшие — при их наличии.

Результатами моделирования служат максимальные вели­ чины реакции самолета на всевозможные отказы САУ. Опасные

на отказ при получении наихудшего результата отнесение рассматриваемого отказа к классу опасных может оказаться перестраховкой, в дальнейшем ведущей к неоправданному усложнению САУ при проектировании. Поэтому при получении такого не совсем очевидного результата целесообразно в первую очередь уточнить условия моделирования.

Предположим, что в результате моделирования имеем сле­ дующие опасные отказы (см. табл. 3. 6):

— в некритической части САУ — отказы 3*; 6*;

— в критической части САУ — отказы 1; 1*; 2*; 4; 4*; 5; 5*; 7; 7*; 8; 10.

212

Суммарная ^.-характеристика, соответствующая опасным отказам САУ Хоп, вычисляется по формуле, аналогичной (3. 181):

Хоп — Хз* -)- Хе*—|— —J—Xj* —[— Х2* —|—Х4 —(— Х4 *—)—Хь —)—Х5 * — Х7 —J— Х7* —|—Х8 —[— Х10.

Уровень риска только за критическое время полета tKр опре­ делим с помощью приближенной формулы:

Предельно допустимый уровень риска 10~7 задан как на ка­ нал руля высоты, так и на канал элеронов и руля направления. Положим, что канал руля высоты обеспечивает тот же уровень риска — QnP, что и канал элеронов и руля направления.

Тогда

QnP= 0,5 -10-7.

Далее положим, что уровень риска от погрешностей управления, обусловленных, например, отклонением параметров САУ от но­ минальных значений или внешними воздействиями при отсутст­ вии отказов элементов САУ, равен уровню риска, обусловлен­

ному отказами САУ — Qnp.'oTKТогда

< С о т к = 0 ,2 5 . ю - 7.

Для суждения о пригодности исходной САУ необходимо срав­

нить величину Qnp"oTK с величиной, рассчитанной по формуле (3.242). Положим, что при существующих характеристиках на­ дежности для выбранных элементов САУ

Q= 10-5>0,25 -10~7,

причем для критической части САУ

QKp=0,9-10-5,

а для некритической

Qhk= M 0- 6.

Следовательно, необходимо уточнить структуру не только кри­ тической, но и некритической части САУ, так как если в резуль­ тате резервирования критической части будем иметь

Q k p « QНК»

то останется справедливым соотношение

Q ^ Q HK= l0 - « > 0 ,2 5 - l0 - 7.

213

Уточнение структуры некритической части САУ

Пусть опасные отказы некритической части исходной САУ приводят к быстрому отклонению руля на предельный угол бв.пред, причем возможности различных типов ограничителей руля полностью исчерпаны. В этом случае происходит уход самолета от заданной высоты полета с установившимися углами наклона траектории 0уст и с установившейся вертикальной скоростью [14]:

Сохранение высоты полета самолета в допустимых пределах может быть сравнительно просто достигнуто путем выдачи лет­ чику сигнала о превышении высотой полета каких-то «порого­ вых» значений АЯпор, расположенных внутри областей предельно допустимых высот полета. Это достигается с помощью элемента встроенного контроля, сигнал которого «дя имеет следующий вид:

йд#=& дяД^.

Граница порога срабатывания идя пор определяется выра­ жением

« Д Я п ор = ^ Д Я Д Я пор,

где £дя— коэффициент усиления, а «дяпор— порог срабаты­ вания исполнительного элемента устройства сигнализации об от­

ботка устройства сигнализации сводится к определению коэффициента &дя-

где АЯдоп — предельно допустимое отклонение по высоте полета; АЯЛИКВ— изменение высоты с момента отключения летчиком отказавшей САУ и включения его в процесс управ­ ления полетом самолета до момента достижения

максимума реакции самолета на отказ САУ;

Аер— время переключения летчика с момента подачи сиг­ нала об отказе САУ до момента вмешательства лет­ чика в процесс управления полетом меньшее, чем ^пер, при отсутствии сигнализации об отказе САУ.

Величина АЯликв сравнительно просто определяется при мо­ делировании в условиях, при которых получается наихудший результат. Для этого:

имитируется отказ в режиме стабилизации высоты, при котором имеет место максимально возможное Яуст;

214

— имитируется отключение САУ, процесс вмешательства летчика в управление самолетом, ликвидация летчиком послед­

При слишком большой для практической реализации вели­ чине k Aн [что может иметь место при малости знаменателя фор­ мулы (3.244)] величину реакции самолета на отказ САУ можно уменьшить за счет отключения САУ одновременно с выдачей летчику сигнала об отказе. В этом случае

изменяется: при максимально-возможном Яуст имитируется отключение САУ, включение летчика в процесс управления через

время 4 ер и ликвидация летчиком последствий отказа при управлении самолетом с максимально-допустимой перегрузкой.

При изложенном подходе величина k AH получается с некото­ рым «запасом» [см. формулы (3.244) и (3.245)], что гарантирует, с одной стороны, сохранение высоты полета в интервале пре­ дельно допустимых значений при отказах 3* и 6* в режиме ста­ билизации высоты на любом режиме полета, но, с другой сто­ роны, повышает интенсивность ложного срабатывания сигнали­ затора при отсутствии в нем отказов. На этапе проектирования эту интенсивность допустимо определить аналитическим мето­ дом для наихудшего случая. Для этого сначала определим сред­

воздействия;

aw — интенсивность ветрового воздействия, встречающая­ ся в полете с определенной вероятностью Pw-

С целью выбора наихудшего результата величину aw следует выбирать достаточно большой, чтобы вероятность встречи с вет­ ром большей интенсивности была малой. Например, вероятность

215