Файл: Системы автоматического и директорного управления самолетом..pdf

Скачать файл
Заказать решение

ВУЗ: Не указан

Категория: Не указан

Дисциплина: Не указана

Добавлен: 21.10.2024

Просмотров: 79

Скачиваний: 0

ВНИМАНИЕ! Если данный файл нарушает Ваши авторские права, то обязательно сообщите нам.

ного полета, принятого за исходный установившийся режим. Самолет рассматривается как абсолютно твердое тело.

Примерами управления траекторией полета самолета в вер­ тикальной плоскости является стабилизация заданной высоты полета и заданной глиссады планирования при заходе на по­ садку. Заданные наклонные траектории в вертикальной плоско­ сти (глиссады планирования) и заданные траектории в горизон­ тальной плоскости образуются посредством равносигнальных зон наземных РТС. Учитывая независимость задания равносиг­ нальных зон в вертикальной и горизонтальной плоскостях и воз­ можность разделения в первом приближении движения самолета на продольное и боковое, исследование управления самолетом в процессе стабилизации траектории полета возможно проводить раздельно для продольного и бокового движений.

Уравнения продольного возмущенного движения самолета, записанные в размерной форме, имеют вид

&+ ci^ 4" саа ~Ьс5а 4~ esV 4~ сз^в—0;

— б -f- с4а -}- с10^ 4- c9SB-f- e2V = 0;

V + eiV + с8а + с7-4 = 0;

H — св(Ь— а),

где

 

 

 

S b 2;

с2=- -

е К 2 ^ а;

 

 

 

2

 

 

Jzz

2

 

 

 

 

QV2 ОС/а,

04

<4 + с*

е .

 

 

 

2

 

 

т

 

2

 

 

с5 = — —— — Sb2; с6 = ——- cos

 

 

 

J-zz

2

a

6

57,3

 

 

 

 

cos &0;

Co

 

' Cy

QV 2

S;

 

 

57,3

 

 

57,3 m

 

 

 

 

m

2

S ;

c10=

sin &0;

 

 

 

 

10

V

0

 

QSV

^

c™M

 

 

 

57,3eS

c f M

m

11

qSVc,

 

 

 

2cy

 

2cx

 

 

 

57,3

mZм I 2 (cx +

Cy r.n sin 90) yp

QV2

Sba — Pv y f

 

 

 

 

УЬЯ

 

 

 

 

 

 

 

 

 

1 Здесь и в дальнейшем знак вариации опущен, в выражения коэффици­ ентов входит значение скорости установившегося полета.

20

Уравнения бокового возмущенного движения самолета i1 размерной форме имеют вид:

Ф+ аФ + Ьву Нг аф + афн+ Ь5ЬЭ= 0;

 

ЛвФ+ Y + ^lY+ ^2P + a 58H+ ^383= 0;

(1.7)

- 4 > - 6 7у -& 4у +

р + а 43+ аД , = 0,

 

где

 

 

 

 

 

 

 

 

 

ш ,.

ХУ

 

 

*йи

 

 

т У

+

J --- тх

QV SI2;

 

 

 

 

/ 2

 

 

 

 

 

Т ..

 

 

4

 

 

 

 

ху

 

 

 

 

 

1 УУ

3X X

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

ти + -

1Х У

 

 

В

 

 

г

i,lx

e^2 SI;

 

da

 

 

J X X

 

 

 

 

 

л...

j 2

 

 

 

2

 

 

ху

 

 

 

 

 

* У У

JX X

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

m^H I

JХ У

 

 

s„

 

 

ту

+

,

mx

QV2 SI;

 

 

 

 

J X X

 

 

 

 

 

 

 

12

 

 

2

 

 

Jyy -

xy

 

 

 

 

 

JX X

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

a ^

-

±

^ -

S

 

;

 

 

4

 

т

2

 

 

 

 

т

/

+

lxУ

 

 

s„

 

 

--------Tfl

H

qK2 Si;

 

а*

 

 

Jyy

 

 

y

 

 

 

 

ху

 

 

 

 

 

 

 

■>уу

 

 

 

 

пФу + I f -

т*у

■ ^-Si2;

 

 

Х

 

J У У

 

 

у

 

 

 

 

J2

 

 

 

 

Г

 

 

 

 

 

ху

 

 

 

 

 

 

 

1УУ

 

 

а,

 

 

т

£>У с .

 

 

 

 

 

2

’

 

 

л) .

i XУ

 

ш

 

 

тгх + —-—

 

т х

 

 

Ьг=

X

 

] уу

 

 

У

S12;

 

 

 

ху

 

 

 

 

i

X X

 

 

 

 

 

1уу

 

 

 

 

 

 

 

 

 

21

8 ,

J хУ

Й

 

Щ +

— ту

QV2 SI;

b2 =

•>УУ

 

 

' ху

 

 

 

'УУ

 

 

т / Н-

>хУ■т„

 

01/2

 

h!У

 

Ь3 =

 

SI;

J2ху

 

 

 

 

 

hy

 

 

b, = — cos а;

 

4

V

 

 

 

' хУ

 

Q^2

Ьь= -

 

 

 

 

SI;

ху

1УУ

m^XУ о>

тх + ---- - т х

У

Jxx х

0К

St2;

 

 

 

J2

1 ху

} уу —

Ьп= sin а.

В уравнениях (1.6) и (1.7) все углы измеряются в градусах, линейные отклонения — в метрах.

Кинематические уравнения движения

центра тяжести самолета на заданной траектории

П р о д о л ь н о е д в и ж е н и е с а м о л е т а

Кинематическое уравнение в продольном движении записы­ вается следующим образом:

S = y s i n ( 0- e rj ,

( 1. 8)

где | — линейное отклонение центра тяжести (ц. т.)

самолета

от глиссады планирования;

 

0гл — угол наклона глиссады к плоскости горизонта.

 

При малых 0 и 0ГЛ можно положить, что

 

5 « У ( е - 0 „ ) .

(1.9)

При варьировании уравнения (1.8) получим для исходного режима:

22

— установившийся полет по глиссаде

5 = Св( Г - а ° ) ,

(1.10)

— прямолинейный горизонтальный полет

? = св( Г - а ° ) - С/ гл- ^ - з б;л.

(1. 11)

Уравнение (1.11) является общей формой записи в вариациях кинематического уравнения относительно прямолинейной траек­ тории с углом наклона 0ГЛ, если за установившийся режим при варьировании принят прямолинейный горизонтальный полет.

Кинематическое уравнение для режима стабилизации высоты получается из (1.10) или (1.11) при 0ГЛ = Ов виде

Й = св( Г - а 0),

(1.12)

где Я — отклонение высоты от заданного значения.

Б о к о в о е д в и ж е н и е с а м о л е т а

Кинематическое уравнение для данного движения имеет вид

t = - V sin(Ф—р),

(1.13)

где £ — боковое отклонение центра тяжести самолета относи­ тельно заданной траектории.

Кинематическое уравнение (1.13) используется при рассмот­ рении процесса выхода самолета на равносигнальную зону КРМ при больших начальных значениях угла курса ф.

Варьирование (1.13) дает:

С = - с в(ф °-П -

(1.14)

Кинематические уравнения движения самолета при задании траектории полета посредством угломерных РТС

В настоящее время среди РТС, с помощью которых задаются траектории полота, широко используются так на­ зываемые угломерные системы, например, система захода на посадку СП-50, ИЛС. Отличительная особенность работы этих систем состоит в том, что с их помощью определяется не линей­ ное, а угловое отклонение самолета от задаваемых траекторий, т. е. по существу информация выдается в виде одной координаты полярной системы координат с полюсом, совмещенным с местом расположения соответствующего радиомаяка РТС.

Запишем уравнения связи углового ег и линейного £ отклоне­ ний ц. т. самолета от глиссады планирования.

23

Из рис. 1.7 очевидно, что

 

ег—arctg —

,

^накл

 

где Z-накл — расстояние от ц. т. самолета до места установки ГРМ или текущая наклонная дальность. Последняя с учетом малости углов 0ГЛ и ег может быть представлена в виде

^ н а к л ' ' ^ г о р

^

^захв

 

(0 >

О "

1 ^ )

t

 

 

 

 

 

 

где

 

 

 

 

 

 

L — текущая горизонтальная

дальность

вдоль

оси

ВПП от ГРМ до центра тяжести самолета;

 

Г-захв — начальная

дальность,

на

которой

начинается

процесс вписывания

(«захвата») в

глиссаду;

Р=Ро + ЛР — текущее значение скорости полета;

 

 

Го — скорость полета

в исходном установившемся

режиме.

 

 

 

 

 

 

Тогда

 

 

 

 

 

 

£*~57,3-^-$.

 

 

(1.16)

Подставляя (1.15) в (1.16) и проведя несложные преобра­

зования, можно записать

 

 

 

 

 

 

er = 7 i -[57,36+Ai.(0M .

(1-17)

*-захв

 

 

 

 

 

 

Рис. 1.7. Схема соотношений углового и линейного отклонений самолета от глиссады

24

Смотрите также файлы