Файл: Системы автоматического и директорного управления самолетом..pdf

стве такого элемента возьмем аналог сумматора сервопривода (см. рис. 3.29). Так как контрольный сигнал в этом случае при отсутствии отказов элементов сервоприводов и при нулевом раз­ бросе параметров САУ и аналога сумматора сервопривода ра­ вен нулю, то в данном случае имеет место аналогово-пороговый способ формирования контрольного сигнала с аналогом, не зам­ кнутым на руль самолета. В операторной форме выражение для контрольного сигнала будет иметь следующий вид (см. рис. 3.25):

(3.252)

Таким образом, порог срабатывания элемента контроля сер­ вопривода определяется как параметрами движения самолета, так и параметрами элемента контроля, а также разбросом пара­ метров объекта контроля и элемента контроля.

Величину порога срабатывания определим расчетом на наи­ худший случай. За порог срабатывания при этом примем макси­ мальную величину контрольного сигнала, которая имеет место при предельно допустимом отклонении передаточных чисел г, р, v объекта контроля и элемента контроля от их нормальных зна­ чений при воздействии на замкнутую систему «самолет — САУ» внешних возмущений. Это означает, что порог срабатывания при моделировании следует выбирать при «наихудшем» разбросе передаточных чисел г'ок, /а , рок, Р а , v o k , va относительно их но­ минальных значений, т. е. таком разбросе, при котором величина контрольного сигнала максимальна. Конкретные значения пере­ численных передаточных чисел определяются на основании име­ ющегося опыта или экспериментально. Например, в рассматри­ ваемом случае конкретные «наихудшие» значения передаточных чисел, полученные экспериментально, определяются следующими соотношениями:

Здесь i и р — передаточные числа контура управления угловым положением самолета;

v — передаточное число контура управления траекто­ рией;

«ном» — индекс, соответствует номинальному значению пе­ редаточного числа;

А— параметр, соответствует половине поля допуска на передаточное число.

Так как рассматриваемая система захода на посадку угло­ мерная, она нестационарна. По мере движения самолета по глис­

221

саде планирования происходит увеличение передаточных чисел вычислителя захода, поэтому максимальную величину контроль­ ного сигнала определим в двух характерных точках траектории:

—при захвате глиссады;

—в момент схода с глиссады планирования.

случайный вертикальный порыв ветра интенсивностью Ow = 2 m / c . За порог срабатывания примем максимальную из полученных двух величин.

При захвате глиссады величина контрольного сигнала яв­ ляется следствием двух воздействий:

—детерминированного воздействия, обусловливающего ис­ кривление траектории при переходе из прямолинейного горизон­ тального полета в полет по наклонной прямолинейной траек­ тории;

—детерминированного ветрового воздействия, т. е.

U — U3. r + U w -

Последнее следует задавать в такой момент времени в процессе перехода на глиссаду планирования, чтобы получить максималь­ ную величину Uw

Принятие момента схода с глиссады планирования за харак­ терный момент времени при выборе порога срабатывания объ­ ясняется тем, что в угломерных системах захода на посадку пе­ реходные процессы по параметрам движения самолета являются расходящимися с максимальными значениями параметров дви­ жения самолета в районе схода с глиссады, а значит, при прочих равных условиях — с максимальными значениями контрольного сигнала. При случайном ветровом воздействии максимальная величина контрольного сигнала в момент схода с глиссады мо­ жет быть вычислена с помощью выражения, аналогичного

(3.240):

^шах~ т а -|- 3 • Оц,

где ти — величина, практически равная нулю, а среднее квадра­ тичное отклонение контрольного сигнала аи целесо­ образно определить методом неслучайных воздействий или Монте-Карло.

При определении порога срабатывания элемента контроля сервопривода моделирование проводится при значениях Агэ и Т? (см. рис. 3.29), выбираемых из удобства практической реализа­ ции элемента контроля. Приемлемость выбранного способа конт­ роля сервопривода и значений &э и Т3, обуславливающих порог срабатывания элемента контроля сервопривода, проверяется при имитации отказов сервопривода, являющихся опасными в исход­

222

ной САУ. Такими отказами являются: 1, 1*, 5, 5*, 8, 8*, 10. Так как элемент контроля сервопривода является его аналогом, то целесообразно имитировать и отказы типа «пропадание сигнала только в сервопривод» (отказы 5а, 8а, 10а). Схему моделирова­ ния при имитации отказов целесообразно упростить за счет

Рис. 3. 30. Схема моделирования для имитации отказов сервопривода:

k c—коэффициент усиления сервопривода

исключения модели элемента контроля резервного подканала

ном отказе ее элемента.

Эту же схему моделирования целесообразно использовать и при выборе порога срабатывания элементов ВСК-

223

Таким образом, процесс моделирования при анализе прием­ лемости схемы резервирования и системы контроля критической части САУ будет состоять:

— в воспроизводстве нормальной работы замкнутой системы «самолет — САУ» при воздействии на нее внешних возмущений, «наихудшем разбросе» параметров САУ и элементов ВСК, при отсутствии отказов САУ и выборе порога срабатывания элемен­ тов ВСК;

— в имитации в оговоренные для исходной САУ моменты времени отказов основных подканалов, являющихся опасными

вкритической части САУ;

—в фиксации максимальной реакции самолета на отказ рас­ сматриваемого основного подканала и сопоставлении величины этой реакции с предельно допустимым для нее значением-

При этом летчик полностью исключается из управления са­ молетом. Непревышение максимальной величиной реакции само­ лета на отказ предельно допустимой величины будет соответст­ вовать правомерности проведенного ранее расчета уровня безо­ пасности полета с помощью резервированной САУ, а значит, гарантировать обеспечение заданного уровня безопасности по­ лета при исключении летчика из контура управления. Заданный уровень безопасности будет тем более обеспечен, если на прак­ тике летчик все же сумеет вмешаться в управление и избежать летного происшествия при отказе САУ на критическом участке полета.

В случае превышения максимальной величиной реакции на отказ своего предельно допустимого значения при каких-то отка­ зах, т. е. при наличии опасных отказов резервированной САУ, обычно выбирают новые значения Т3 или k3 или обоих этих пара­ метров одновременно и повторяют выбор порога срабатывания элемента контроля узла критической части САУ, а затем — имитацию опасных отказов рассматриваемого узла. При неудов­ летворительном результате моделирования переходят к уточнен­ ным методам выбора порога срабатывания элемента контроля — в этом случае его величина будет несколько меньше, и вновь повторяют имитацию опасных отказов рассматриваемого узла. Получение неудовлетворительных результатов моделирования при неоднократном уточнении методики моделирования и рас­ чете порога срабатывания будет свидетельствовать о неприемле­ мости выбранного алгоритма контроля и необходимости либо его изменения, либо введения в критическую часть САУ еще одного дополнительного элемента контроля.

Положим, например, что при выбранном алгоритме контроля элементов сервопривода (3.252) при имитации отказов 1, 10 по­ лучаются отрицательные результаты несмотря на неоднократные уточнения методики, т. е. указанные отказы остаются опасными

224

П Р И Л О Ж Е Н И Я

Приложение 1

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ДАННЫХ ДЛЯ РАСЧЕТА КОЭФФИЦИЕНТОВ с«—с,«

226