Автоматизация управления полетом самолетов

Таким образом, обеспечивается независимость ручного и автоматического управления и возможность совместной работы пилота и автоматики.

В кинематической схеме параллельного включения исполнительного устройства автоматики в проводку управления (рис.5.13,а). Исполнительным устройством автоматики служит электромеханическая рулевая машина РМ, сопряженная с проводкой через тросовую передачу и качающийся сектор.

В режиме ручного управления отклонение пилотом колонки штурвала на величину xв вызывает смещение штока силового механизма рулевого привода РП на величину lрп (рис.5.13,б). Это приводит к отклонению руля высоты РВ на угол . Смещение механической проводки через качающийся сектор и тросовую передачу вызывает поворот вала рулевой машины РМ в положение, согласованное с положением рычага управления.

В режиме автоматического управления при поступлении электрического управляющего сигнала автоматики uв вал рулевой машины поворачивается на угол , увлекая за собой через тросовую передачу качающийся сектор и всю механическую проводку управления. При этом происходит смещение штока силового механизма РП и отклонение руля высоты на угол . Это движение передается на рычаг управления, который занимает положение, согласованное с положением вала рулевой машины. Таким образом, данная схема предусматривает возможность раздельного управления самолетом либо пилотом, либо автоматикой. Совместная работа исключается.

Кинематика сопряжения ручного и автоматического управления. Режимы ручного и автоматического управления в полете, как правило, чередуются. Смена режимов должна происходить плавно, без рывков рулевых поверхностей и изменения положения самолета относительно центра масс. Для обеспечения этого требования должны быть предусмотрены соответствующие схемы сопряжения ручного и автоматического управления. Задача решается с помощью специальных электрических схем согласования автоматики (см. 9.1) и с помощью дополнительных исполнительных устройств, воздействующих на кинематику механической проводки управления. Рассмотрим работу схем сопряжения ручного и автоматического управления с помощью дополнительных исполнительных устройств автоматики.

Ручное и автоматическое управление сводится к созданию управляющего воздействия на входе рулевого привода. Как правило, это воздействие включает две составляющих: быструю и медленную. Быстрое воздействие осуществляется пилотом или автоматикой при парировании внешних возмущений или создании управлений для целенаправленного изменения траектории.

Медленное воздействие обусловлено необходимостью балансировки самолета или триммирования усилий на рычагах управления. Пилот осуществляет переход с ручного режима управления на автоматический в установившемся полете, предварительно стриммировав усилия на рычагах управления таким образом, чтобы балансировочному положению рулей соответствовало нейтральное положение механизма загрузки, что обеспечивает отсутствие усилий на рычагах управления. Поэтому при переходе от ручного к автоматическому управлению необходимо установить нейтральное положение выходных штоков и валов исполнительных устройств автоматики в момент их электрического подключения.

В то же время, при переходе с автоматического управления на ручное необходимо чтобы положение рычагов управления в полностью соответствовало отклонению рулей. При последовательном и параллельном включении исполнительных устройств автоматики в проводку управления рулями эти задачи решаются по-разному.

При последовательном включении большое распространение получила схема "перекачки" медленной составляющей управляющего сигнала автоматики в тракт ручного управления (рис.5.14,а). Дополнительное исполнительное устройство автоматики - электромеханизм триммирования (МЭТ) воздействует на механизм загрузки, отклоняя рычаг управления при поступлении на него электрических сигналов. В ручном режиме электрический сигнал формируется пилотом путем нажатия тангенты управления механизмом МЭТ, находящейся на штурвале.

В автоматическом режиме электрический сигнал формируется автоматикой, которая выделяет медленную составляющую управляющего сигнала для воздействия на руль через МЭТ. В результате балансировочное положение руля обеспечивается через тракт ручного управления, а быстрые управляющие воздействия автоматики формируются основным исполнительным устройством - рулевым агрегатом относительно нейтрального положения его штока. Положение рычага управления при этом соответствует балансировочному положению руля и переход с автоматического режима управления на ручной происходит плавно. Обратный переход с ручного управления на автоматическое в данной схеме не требует никакой предварительной подготовки, так как в ручном режиме выходной шток РА остается неподвижным относительно нейтрального положения и это положение не зависит от положения рычагов управления и рулей.

При параллельном включении ручное и автоматическое воздействия передаются на рули по одному и тому же тракту. Рассмотрим схему сопряжения с "плавающий" обратной связью (рис.5.14,б). Эта связь вводится по перемещению механизма загрузки, измеряемого датчиком положения ДП, таким образом, чтобы нулевому сигналу на входе рулевой машины соответствовало нейтральное состояние пружины. Это обеспечивает безударное включение автоматического управления, если к моменту включения пилот стриммировал в ручном режиме усилие на рычаге управления.

Если в процессе автоматического управления балансировочное положение самолета меняется, то работает схема "перекачки", рассмотренная выше. Это приводит к медленной деформации пружины, снятию усилий и изменению сигнала "плавающей" обратной связи. Так как положение руля не должно изменяться, то управляющий сигнал на рулевой машине приводится в соответствие с изменившимся сигналом обратной связи, а автоматика воспринимает дрейф сигнала обратной связи как возмущение и парирует его. В результате "средняя" составляющая управляющего сигнала автоматики стремится к нулю, и в момент отключения автоматики пружина поставит руль в балансировочное положение. Это обеспечивает мягкое сопряжение ручного и автоматического режимов управления.

4. Стабилизация и управление угловым положением

Задача автоматического управления угловым положением самолета является одной из основных задач, возникающих при пилотировании. Исторически эта задача ставилась и решалась даже раньше, чем задача автоматического демпфирования и улучшения устойчивости и управляемости самолета. Поэтому автоматические средства управления угловым положением самолета - автопилоты стали прообразами современных систем автоматического управления полетом. Автоматическое управление угловым положением осуществляется путем отклонения рулей при появлении рассогласований между текущими и требуемыми значениями угловых параметров положения самолета.

Благоприятное влияние автоматики на процесс управления самолетом проявляется в улучшении качества переходных процессов возвращения самолета к исходному режиму по угловым параметрам после непроизвольного отклонения под действием внешних возмущений. Так осуществляется автоматическая стабилизация углового положения самолета. Кроме того, автоматика помогает пилоту улучшить качество переходных процессов вывода самолета на новый режим полета по угловым параметрам после целенаправленного воздействия пилота на соответствующие органы управления. Так осуществляется автоматическое управление угловым положением самолета.

При автоматическом управлении угловым положением самолета приходится решать три взаимосвязанные задачи управления углами тангажа, крена и курса. Соответственно различают три основных вида средств автоматического управления угловым положением самолета: автопилоты угла тангажа, автопилоты угла крена и автопилоты курса. В последнее время задача автоматического управления углом тангажа часто решается совместно с задачей автоматического управления нормальной перегрузкой. Поэтому автопилоты нормальной перегрузки целесообразно также отнести к средствам автоматического управления угловым положением самолета.

В современных системах автоматического управления автопилоты присутствуют либо в виде самостоятельных подсистем, либо в виде соответствующих режимов системы. Поэтому в дальнейшем под автопилотом будем понимать либо автономное средство, реализующее автоматическое управление угловым положением самолета, либо систему автоматического управления, работающую в режиме управления угловым положением.

4.1 Автопилоты угла тангажа

Устройство и работа. Необходимость управления углом тангажа обусловлена статичностью самолета как объекта управления по этой координате в продольном короткопериодическом движении под действием внешнего момента тангажа или вертикального ветра. При решении этой задачи пилот, наблюдая за изменением угла тангажа по указателю авиагоризонта, воздействует на колонку штурвала и отклоняет руль высоты таким образом, чтобы самолет удерживал требуемое значение угла тангажа или изменял его соответствующим образом. Для освобождения пилота от необходимости ручной стабилизации и управления продольным короткопериодическим движением самолета служат автопилоты угла тангажа.

Автопилот угла тангажа (АП) - средство автоматического управления, обеспечивающее стабилизацию и управление продольным короткопериодическим движением самолета на всех этапах полета путем отклонения руля высоты при возникновении рассогласования между значениями текущего и заданного углов тангажа.

Простейший автопилот угла тангажа реализует следующий закон управления рулем высоты:

 (9.1)

где - автоматическое отклонение руля высоты от балансировочного положения автопилотом угла тангажа, - соответственно приращения текущего и заданного значений угла тангажа; - передаточный коэффициент по углу тангажа, определяющий, на какой угол должен отклониться руль высоты при возникновении рассогласования между значениями приращений текущего и заданного углов тангажа в 1.

Другими словами, автоматическое отклонение рулей высоты от балансировочного положения автопилотом угла тангажа пропорционально угловой скорости тангажа и разности приращений текущего и заданного углов тангажа.

Автопилоты угла тангажа устанавливаются на самолеты как с прямой обратимой системой управления рулем высоты, так и с бустерной или электродистанционной системой. В зависимости от вида системы управления автопилоты обеспечивают либо параллельную схему включения исполнительного устройства сервопривода в механическую проводку управления рулем высоты (прямые обратимые системы управления), либо последовательную схему (бустерные и электродистанционные системы управления).

Как в том, так и в другом случае исключается возможность совместного управления рулем высоты автопилотом и пилотом от колонки штурвала. При воздействии пилота на колонку штурвала автопилот выключается и освобождает механическую проводку управления рулем высоты.

В зависимости от принципа действия сервопривода различают электромеханические и электрогидравлические автопилоты угла тангажа. Рассмотрим функциональную схему аналогового электромеханического автопилота угла тангажа с жесткой и скоростной обратными связями в сервоприводе (рис. 9.1). В состав автопилота входят датчик угловой скорости тангажа ДУС, датчик угла тангажа - гировертикаль ГВ, задатчик угла тангажа - рукоятка управления РУ, механизм согласования МС и сервопривод руля высоты. Механизм согласования вместе с сумматором сервопривода образуют канал руля высоты вычислителя автопилота ВАП.

Автопилот угла тангажа работает в трех режимах: согласования, стабилизации и управления углом тангажа. В режиме согласования рулевая машина высоты не включена, а положение ее выходного вала согласовано с положением руля высоты. На вход механизма согласования с гировертикали поступает сигнал , пропорциональный текущему значению угла тангажа . Контакт 1 замкнут и с выхода сумматора сервопривода на вход механизма согласования поступает сигнал, пропорциональный алгебраической сумме сигналов и (для простоты будем считать самолет сбалансированным и руль высоты неподвижным, тогда ). В механизме согласования происходит обнуление этих сигналов таким образом, что выходной сигнал с сумматора сервопривода становится равным нулю. Таким образом, происходит синхронизация канала тангажа до включения его в режим стабилизации и запоминание текущего значения угла тангажа. Автопилот готовится к безударному включению для управления рулем высоты.

В режиме стабилизации угла тангажа рулевая машина подключается для управления рулем высоты. Сигнал пропорционален разности значений угла тангажа и балансировочного положения руля высоты на момент включения режима стабилизации. Сигнал с выхода сумматора сервопривода отключается от механизма согласования (контакт 1 размыкается). Любое отклонение самолета по углу тангажа под действием внешних возмущений от того угла тангажа , который имел самолет в момент включения режима стабилизации, воспринимается автопилотом как рассогласование, которое необходимо парировать. Закон управления в этом режиме принимает вид

. (9.2)

Сигнал с гировертикали ГВ поступает на вход механизма согласования МС, который формирует сигнал , пропорциональный разности . Сервопривод преобразует этот сигнал в перемещение вала рулевой машины . Как только сигнал обратной связи уравновесит сигнал с гировертикали , отработка руля высоты рулевой машиной прекратится и руль остановится в некотором положении, пропорциональном возникшему рассогласованию .

Отклонение руля высоты вызовет появление управляющего аэродинамического момента , противоположного по знаку возмущению, вызвавшему рассогласование . Поэтому рассогласование будет уменьшаться, а вместе с этим будет уменьшаться и сигнал с выхода МС . Когда текущее значение угла тангажа сравняется с требуемым значением , сервопривод под действием сигнала обратной связи возвратит руль высоты обратно в балансировочное положение. Таким образом, самолет вернется к тому значению угла тангажа, который он имел в момент включения режима стабилизации.

Сигнал с ДУС , обеспечивает демпфирование продольных короткопериодических колебаний, как это было подробно описано при рассмотрении демпфера тангажа. Сигнал с тахогенератора ТГ рулевой машины обеспечивает лучшие динамические характеристики сервопривода.

Пилот, воздействуя на рукоятку управления "Спуск-подъем", задает управляющий сигнал , который суммируется с сигналом приращения текущего угла тангажа механизма согласования . При этом формируется сигнал рассогласования, пропорциональный . Автопилот парирует это рассогласование, возникшее в результате управления, так же как при рассогласовании , возникшем в результате внешнего возмущения в режиме стабилизации.

Существуют два основных способа управления углом тангажа: "по положению" рукоятки управления и "по скорости". В первом случае угол тангажа самолета устанавливается пропорционально углу отклонения рукоятки "Спуск-подъем". Во втором случае угол отклонения руля высоты устанавливается пропорционально времени воздействия пилота на гашетку "Спуск-подъем", т.е. ведется управление угловой скоростью тангажа. В последнее время второй способ управления углом тангажа с помощью автопилота на самолетах ГА не применяется.

Рассмотрим функциональную схему аналогового электрогидравлического автопилота угла тангажа (рис. 9.2). Такой автопилот имеет жесткую обратную связь в сервоприводе. В состав автопилота входят те же датчики текущих и заданных параметров, что и в электромеханическом автопилоте. Так как усиление управляющего сигнала на рулевой агрегат осуществляется малогабаритным полупроводниковым усилителем У, это позволяет разместить его в электронном блоке вычислителя автопилота ВАП вместе с сумматором сервопривода С и сумматором автопилота С1 Обнуление сигнала угла тангажа осуществляется в блоке согласования БС, который обычно является самостоятельным конструктивным блоком.

В режиме согласования в электрогидравлическом автопилоте нет необходимости обнулять сигнал обратной связи. Это связано с тем, что режим стабилизации угла тангажа включается при стриммированном положении руля высоты, когда шток рулевого агрегата находится в нейтральном положении. Тогда согласование канала тангажа автопилота осуществляется только по сигналу текущего угла тангажа с гировертикали ГВ. Таким образом, в режиме согласования блок согласования БС запоминает текущее значение угла тангажа самолета аналогично тому, как это делал механизм согласования МС электромеханического автопилота.

Работа электрогидравлического автопилота угла тангажа в режимах стабилизации и управления аналогична работе электромеханического автопилота.

Управление продольным короткопериодическим движением самолета с помощью автопилота угла тангажа. Рассмотрим процесс устранения начального отклонения угла тангажа с помощью автопилота (рис. 9.3). Отклонение автопилотом руля высоты и создает управляющий момент тангажа . Отклонение угла тангажа от заданного значения сопровождается изменением угла атаки , равным в начальный момент времени приращению угла тангажа . Изменение угла атаки создает статический момент устойчивости по углу атаки , совпадающий по знаку с управляющим моментом тангажа и стремящийся повернуть продольную ось самолета к прежнему положению. Если собственное демпфирование самолета достаточно, то за счет динамического демпфирующего момента , при подходе самолета к заданному положению момент тангажа , равный сумме моментов , и меняет знак. Это обеспечивает плавный выход самолета на заданный угол тангажа.

Однако при быстром подходе к заданному углу тангажа самолет вследствие своей инерционности и недостаточного собственного демпфирования может проскочить заданное положение, совершив вокруг него ряд колебаний. Для предотвращения колебаний автопилот должен обеспечить такое отклонение руля высоты, которое препятствовало бы переходу угла тангажа через заданное значение. Для этого руль высоты должен пройти через исходное положение раньше, чем угол тангажа, и создать момент, тормозящий движение самолета во время приближения к заданному значению угла тангажа. Такое тормозящее отклонение руля высоты, создается автопилотом по сигналу угловой скорости (рис. 9.4).

При возвращении угла тангажа к заданному значению приращение угла тангажа и угловая скорость тангажа имеют разные знаки. Сначала угловая скорость тангажа мала, а отклонение угла тангажа велико. Поэтому момент руля высоты и приращение угла тангажа имеют разные знаки. По мере уменьшения угла тангажа и возрастания угловой скорости тангажа в момент времени сигнал становится равным сигналу , а затем начинает превосходить его, вызывая отклонение руля высоты, тормозящее движение самолета.

Считается, что автопилот угла тангажа обладает требуемым качеством, если переходный процесс, вызванный ступенчатым управляющим воздействием, не выходит из области допустимых значений показателей качества. Такими показателями качества являются точность стабилизации угла тангажа

,

величина перерегулирования угла тангажа и время регулирования угла тангажа . Идеальный переходный процесс, которому соответствуют оптимальные значения передаточных коэффициентов ( и ), закона управления автопилота угла тангажа (9.1) имеет плавный апериодический вид (рис. 9.5).

Так как направление вектора скорости самолета изменяется под действием сил, а не моментов, то сначала при отклонении руля высоты автопилотом вектор скорости не поворачивается за продольной осью. Вследствие этого увеличивается угол между продольной осью и вектором скорости - угол атаки. Следствием увеличения угла атаки является появление нормальной силы, вызывающей поворот вектора скорости вслед за поворотом продольной оси.

Процесс изменения угла тангажа во времени можно разделить на два периода. Сначала происходит быстрое увеличение угла тангажа и соответственно этому - возрастание угла атаки. Затем в течение нескольких секунд - медленное дотягивание угла тангажа и угла наклона траектории до заданного значения и постепенное уменьшение угла атаки до нуля. Следует отметить, что после установления нового значения угла наклона траектории изменяется проекция силы тяжести самолета на направление вектора скорости, что приводит к установлению новой скорости на длиннопериодическом этапе движения.

Рассмотрим процесс устранения автопилотом угла тангажа с жесткой обратной связью в сервоприводе внешнего ступенчатого моментного возмущения (рис. 9.6). Под действием момента самолет начинает менять угол тангажа в направлении воздействия момента. Возникающая при этом угловая скорость тангажа имеет одинаковый знак с приращением угла тангажа . Под действием сигналов углового отклонения и угловой скорости автопилот отклоняет рули высоты. Управляющий момент тангажа направлен в сторону, противоположную направлению внешнего момента. Момент тангажа меняет знак, когда устанавливается равенство моментов , и , и обеспечивает торможение самолета при его подходе к установившемуся значению приращения угла тангажа .

После окончания переходного процесса, когда угловая скорость и момент демпфирования становятся равными нулю, управляющий момент тангажа уравновешивает внешний возмущающий момент .

Так как отклонение рулей высоты пропорционально отклонению угла тангажа самолета, то для сохранения в установившемся режиме постоянного отклонения рулей высоты , компенсирующего внешний возмущающий момент, необходимо иметь постоянное отклонение угла тангажа . Поэтому

, (9.3)

. (9.4)

Из соотношений (9.3) и (9.4) получим следующее значение для установившегося приращения угла тангажа:

.

Таким образом, величина является статической ошибкой регулирования, возникающей под действием возмущающего момента . Эта величина пропорциональна возмущающему моменту и обратно пропорциональна передаточному коэффициенту автопилота по углу тангажа .

Автопилот угла тангажа с жесткой обратной связью в сервоприводе является статическим по отношению к ступенчатому внешнему возмущающему моменту тангажа. Статическая ошибка регулирования является следствием жесткой обратной связи, устанавливающей пропорциональность между отклонением угла тангажа и отклонением рулей высоты. Если на самолет воздействует ступенчатый момент, то в установившемся режиме он может компенсироваться лишь постоянным отклонением рулей высоты автопилотом.

Рассмотрим процесс устранения автопилотом угла тангажа с жесткой обратной связью в сервоприводе ступенчатого внешнего силового возмущения , вызванного, например, уменьшением массы самолета на величину вследствие выгорания топлива. Уменьшение массы вызовет поворот вектора скорости вверх. При этом произойдет уменьшение угла атаки и уменьшение подъемной силы. Установится такое значение угла атаки, при котором обеспечится равенство подъемной силы новому значению силы тяжести самолета.

Уменьшение угла атаки приведет к уменьшению момента статической устойчивости , что вызовет поворот продольной оси самолета и изменение угла тангажа. Автопилот среагирует на это изменение отклонением рулей высоты. Установится такое отклонение рулей высоты, при котором момент при изменившемся угле атаки уравновесит управляющий момент . Отклонение рулей высоты автопилотом угла тангажа с жесткой обратной связью в сервоприводе возможно лишь при наличии рассогласования по углу тангажа. Статическую ошибку можно определить из следующего соотношения:

Таким образом, статическая ошибка прямо пропорциональна изменению массы самолета и обратно пропорциональна передаточному коэффициенту автопилота по углу тангажа

Важным вопросом при исследовании динамики самолета, управляемого автопилотом угла тангажа, является оценка влияния ветровых возмущений на вертикальную перегрузку. Автопилот угла тангажа при определенных сочетаниях параметров может увеличить ветровую перегрузку. Это объясняется тем, что автопилот, стабилизируя ось самолета в пространстве, практически лишает самолет возможности изменять угол атаки и уменьшать приращение перегрузки за счет поворота вокруг центра масс.

С другой стороны, автопилот может и уменьшить ветровую перегрузку, так как включение автопилота увеличивает затухание колебаний по сравнению со свободным самолетом.

Однако в любом случае автопилот угла тангажа увеличивает собственную частоту продольных короткопериодических колебаний самолета. Это приводит к снижению уровня спектральной плотности угловых колебаний в области низких частот и ограничению полосы пропускания контура стабилизации угла тангажа.

В результате среднее квадратическое отклонение нормальной перегрузки существенно снижается, что приводит к уменьшению неконтролируемого расхода ресурса конструкции самолета при полете в турбулентной атмосфере.

Рассмотрим процесс устранения автопилотом угла тангажа вертикального ветрового возмущения, имеющего скорость (рис. 9.7). При попадании в вертикальный восходящий поток воздуха угол атаки самолета практически мгновенно изменяется на величину . Угол тангажа и угол наклона траектории сначала сохраняют свои значения. Однако ввиду увеличения угла атаки увеличивается подъемная сила самолета, разворачивающая вверх вектор путевой скорости самолета.

Момент статической устойчивости поворачивает продольную ось самолета навстречу ветру. Оба эти явления уменьшают угол атаки. Начинают возрастать углы тангажа и наклона траектории. Автопилот реагирует на изменение угла тангажа и отклоняет рули высоты. Угол тангажа возвращается к прежнему значению. Самолет приобретает скорость ветра и сохраняет значения углов атаки, тангажа и отклонение рулей высоты, которые были до момента попадания самолета в вертикальный поток воздуха. Таким образом, постоянная нормальная составляющая ветра не влияет на точность стабилизации угла тангажа автопилотом. Однако приращение угла наклона траектории изменяет исходный режим полета.

Особенности законов управления автопилотов угла тангажа. Для уменьшения статических ошибок автопилота угла тангажа и обеспечения его астатизма применяются три основных способа. Первый способ основан на интегрирующих свойствах сервопривода, охваченного изодромной обратной связью. Второй способ предполагает введение в закон управления автопилота сигнала, пропорционального интегралу от рассогласования по углу тангажа. Третий способ предусматривает использование дополнительного параллельного интегрирующего сервопривода.

Закон управления автопилота угла тангажа с изодромной обратной связью в сервоприводе имеет следующий вид:

, (9.5)

где - постоянная времени изодрома сервопривода.

Изодромную обратную связь можно получить пропусканием сигнала позиционной обратной связи по отклонению вала рулевой машины высоты через RC-цепочку, имеющую передаточную функцию реального дифференцирующего звена

Большее распространение получили схемы сервоприводов, реализующих изодромную обратную связь путем суммирования сигнала, пропорционального отклонению вала рулевой машины высоты, взятого с обратным знаком, и этого же сигнала, пропущенного через электромеханизм согласования с передаточной функцией апериодического звена

В структурной схеме аналогового электромеханического автопилота угла тангажа с изодромной обратной связью в сервоприводе (рис. 9.8) на выходе сумматора 4 имеем

(9.6)

На выходе сумматора 4 имеем . На выходе сумматора 5 имеем закон управления (9.6). Таким образом, обеспечивается стабилизация и управление углом тангажа самолетов Ил-62 и Ил-86 с помощью системы САУ-1Т-2.

Если автопилот отклоняет руль высоты на угол , то сигнал изодромной обратной связи будет изменяться по экспоненциальному закону (рис. 9.9):

,

где - передаточный коэффициент датчика обратной связи, воспринимающего отклонение вала рулевой машины высоты.

При постоянном отклонении рулей высоты сигнал изодромной обратной связи с течением времени стремится к нулю. Из этого следует, что постоянное отклонение рулей высоты, потребное для компенсации постоянных моментов, при наличии изодромной обратной связи не приводит к появлению постоянного сигнала на входе автопилота и появлению статической ошибки регулирования угла тангажа.

При отклонении руля высоты по закону прямоугольного импульса сигнал обратной связи будет состоять из двух участков экспонент. Если постоянная времени имеет достаточное значение и превышает в несколько раз длительность импульса , то за время импульса сигнал обратной связи уменьшится незначительно и по форме будет близок к импульсу отклонения руля. Отсюда следует, что сигнал изодромной обратной связи с большой постоянной времени при быстрых движениях руля будет близок к сигналу жесткой обратной связи. Движение самолета по углу тангажа является быстрым движением, совершающимся в течение 1-2 с. Это движение обеспечивается отклонением рулей высоты на короткие отрезки времени длительностью в десятые доли секунды.

Постоянная времени изодромной обратной связи = 2 - 3 с обеспечивает в этом случае сигнал обратной связи, аналогичный тому, какой создает жесткая обратная связь. Поэтому процесс устранения начального отклонения угла тангажа самолета при помощи автопилота с изодромной обратной связью практически не отличается от аналогичною процесса, обеспечиваемого автопилотом с жесткой обратной связью (см. рис. 9.4).

Процесс устранения внешнего ступенчатого моментною возмущения автопилотом угла тангажа с изодромной обратной связью в сервоприводе (рис. 9.10) поначалу совпадает с процессом компенсации такого момента автопилотом с жесткой обратной связью. Накопленное отклонение рулей высоты, создающих управляющий момент для компенсации внешнего момента, в начале процесса вызывает подачу на вход сервопривода сигнала изодромной обратной связи. Затем этот сигнал постепенно уменьшается, что вызывает дополнительное отклонение рулей высоты и возвращение самолета к опорному значению угла тангажа. С течением времени устанавливается отклонение рулей высоты , при котором управляющий момент полностью компенсирует внешний момент . Тогда исчезает сигнал изодромной обратной связи.

Рассмотрим второй способ обеспечения астатизма автопилота угла тангажа. Закон управления автопилота, реализующего принцип пропорционально-интегрально-дифференциального управления (ПИД-управления), имеет вид

, (9.7)

где - передаточный коэффициент по интегралу рассогласования угла тангажа.

Интегральная составляющая закона управления (9.7) может быть получена путем пропускания сигнала через электромеханический интегрирующий привод с передаточной функцией

Структурная схема аналогового электромеханического автопилота угла тангажа с ПИД-управлением представлена на рис. 9.11.

Покажем, что закон управления с изодромной обратной связью (9.5) эквивалентен закону управления с ПИД-управлением. Для этою поделим левую и правую части (9.5) на

Откуда с учётом того, что получим

=,

где

Таким образом, процесс устранения внешнего ступенчатого моментного возмущения автопилотом угла тангажа с ПИД-управлением аналогичен рассмотренному процессу для автопилота угла тангажа с изодромной обратной связью в сервоприводе (см. рис. 9.10).

Рассмотрим третий способ обеспечения астатизма автопилота угла тангажа с использованием дополнительного параллельного интегрирующего сервопривода. Закон управления рулем высоты имеет вид

, (9.8)

где формируется согласно (9.1).

Интегрирующая составляющая закона управления (9.8) получается путем пропускания сигнала через электромеханический привод устройства триммерного эффекта УТЭ с передаточной функцией

,

где - нелинейное звено с зоной нечувствительности. Структурная схема аналогового электрогидравлического автопилота угла тангажа с дополнительным параллельным интегрирующим сервоприводом (рис. 9.12) соответствует режиму стабилизации и управления углом тангажа с помощью системы АБСУ-154.

Как только статическая ошибка превысит порог зоны нечувствительности звена УТЭ, происходит отработка механической проводки управления рулем высоты. Закон управления (9.8) эквивалентен закону с ПИД-управлением и обеспечивает астатизм по отношению к внешнему моменту тангажа.

Цифроаналоговые автопилоты угла тангажа. В последнее время наблюдается тенденция к постепенной утрате самостоятельной роли задачи автоматического управления и стабилизации угла тангажа. Это обусловлено переходом к непосредственному автоматическому управлению продольным движением центра масс самолета. При управлении продольным траекторным движением самолета контуры управления углом тангажа и нормальной перегрузкой являются внутренними. Управление движением центра масс самолета через контур нормальной перегрузки имеет ряд преимуществ. Эта задача может решаться только автоматическими средствами, так как режима ручного управления нормальной перегрузкой по приборам не существует.

Автопилот угла тангажа и нормальной перегрузки (АП) - средство автоматического управления, обеспечивающее управление и стабилизацию продольного короткопериодического движения самолета на всех этапах полета путем отклонения рулей высоты при возникновении рассогласования между значениями текущего приращения и заданного приращения нормальной перегрузки, причем заданное приращение нормальной перегрузки получается как разность между значениями приращений текущего и заданного значений угла тангажа.

Простейший автопилот угла тангажа и нормальной перегрузки реализует следующий закон управления рулями высоты:

, (9.9)

,

где - соответственно текущее и заданное значение приращения нормальной перегрузки; передаточный коэффициент по приращению нормальной перегрузки, показывающий, на какой угол должны отклониться рули высоты при возникновении рассогласования между значениями приращения текущей и заданной нормальных перегрузок на единицу; -передаточный коэффициент по углу тангажа в контуре нормальной перегрузки, определяющий, как должна измениться нормальная перегрузка при возникновении рассогласования между значениями приращений текущего и заданного углов тангажа в 1°.

Управление углом тангажа через контур нормальной перегрузки осуществляется цифроаналоговыми автопилотами (рис. 9.13). Автопилот имеет аналоговый сервопривод. Датчиком текущих параметров движения самолета является инерциальная навигационная система ИНС, вырабатывающая в виде последовательного биполярного кода сигналы, пропорциональные . Эти сигналы, а также сигналы и разовые команды от других датчиков и систем принимает цифровой блок вычислителя управления полетом БВУП. В этом блоке осуществляется обнуление и запоминание текущего значения угла тангажа в режиме согласования и формирование аналогового управляющего сигнала на вход сервопривода в режиме стабилизации угла тангажа. Режима управления углом тангажа от рукояток управления в современных цифроаналоговых автопилотах, как правило, нет.

Согласование угла тангажа происходит в режиме совмещенного управления. Этот режим предназначен для оперативного вмешательства пилота в автоматическое управление самолетом. При включении режима совмещенного управления автопилот осуществляет стабилизацию угла тангажа, если усилие на колонке штурвала или ее перемещение не превышает пороговых значений. Вмешательство пилота фиксируется по условию превышения усилия или перемещения пороговых значений в течение определенного времени. Тогда режим стабилизации угла тангажа отключается и происходит согласование угла тангажа.

Закон управления цифроаналогового автопилота в режиме стабилизации угла тангажа имеет вид:

,

,

,

,

.

Составляющая закона управления по угловой скорости тангажа обеспечивает демпфирование короткопериодических колебаний самолета по тангажу. Передаточный коэффициент корректируется по режимам полета в функции числа М.

Составляющая закона управления по избыточной нормальной перегрузке осуществляет управление углом тангажа через контур нормальной перегрузки. Передаточный коэффициент изменяет размерность управляющего сигнала. Нелинейное звено с насыщением ограничивает формирование слишком больших управляющих сигналов по перегрузке. Аналогичным образом нелинейное звено с насыщением ограничивает диапазон изменения угла тангажа. Интегродифференцирующий фильтр с постоянными времени и обеспечивает требуемое качество переходных процессов.

Составляющая закона управления по углу крена устраняет потерю подъемной силы и просадку самолета по высоте при разворотах.

Составляющая закона управления по продольной балансировке обеспечивает устранение статических ошибок путем интегрирования рассогласования между значениями текущей и заданной избыточных перегрузок с учетом положения закрылков. Одновременно формируется управляющий балансировочный сигнал на отклонение стабилизатора. Нелинейное звено ограничивает диапазон управляющих сигналов на отклонение стабилизатора и определяет логику формирования управляющих балансировочных воздействий на руль высоты и стабилизатор. Если сигнал на интеграле превышает определенный уровень и держится более определенного времени, то выдается сигнал на управление стабилизатором. В противном случае рассогласование устраняется посредством руля высоты. Изодромное звено с постоянной времени корректирует управляющие сигналы на руль высоты и стабилизатор при движении закрылков.

Структурная схема цифроаналогового автопилота угла тангажа, реализующего закон управления (9.10), представлена на рис. 9.14. Так работает вычислительная система управления полетом ВСУП самолета Ил-96. Аналогичным образом формируется закон управления ВСУП в режиме стабилизации угла тангажа на самолете Ту-204. Отличие состоит в том, что балансировочный сигнал на управление стабилизатором формируется в АСШУ-204.

Влияние отказов и характеристик элементов автопилота угла тангажа на управление продольным движением. Пассивные отказы автопилота угла тангажа в контуре сервопривода приводят к потере автоматической стабилизации и управления углом тангажа. Вал рулевой машины или шток рулевого агрегата остаются неподвижными при любых отклонениях текущего угла тангажа от заданного, что может быть замечено пилотом по показаниям авиагоризонта или индикатора усилий в проводке управления рулем высоты.

Активные отказы автопилота угла тангажа в контуре сервопривода или по сигналам угловой скорости и угла тангажа приводят к перекладке рулей высоты вследствие отработки вала рулевой машины или штока рулевого агрегата на максимальный ход. Это может вывести самолет на недопустимые нормальные перегрузки.

Пассивный отказ по сигналу угловой скорости тангажа приводит к уменьшению эффективности демпфирования продольных короткопериодических колебаний при стабилизации угла тангажа. Это может вызвать раскачку самолета по углу тангажа. Пассивный отказ по сигналу текущего угла тангажа приводит к потере автоматической стабилизации угла тангажа, и автопилот начинает работать как демпфер тангажа. Отказы автопилота угла тангажа по цепи согласования ненулевых сигналов приводят к возможности грубого включения силовой части автопилота, рывкам на рулях высоты и возникновению недопустимых перегрузок.

Использование автопилотов угла тангажа для продольной балансировки самолета при наличии постоянно действующего внешнего момента может привести к нежелательным последствиям при возникновении отказа в автопилоте. Отключение автопилота сопровождается возвращением штока рулевого агрегата или вала рулевой машины в нейтральное положение, что может привести к резкой перебалансировке самолета. Поэтому для автоматической продольной балансировки обычно используют специальные схемы управления триммированием или эффектом триммирования через интегрирующий сервопривод. Это обеспечивает мягкое переключение на ручное управление при отказе автопилота. Тогда требование к астатизму контура управления углом тангажа через автопилот отсутствует.

Влияние погрешностей измерителей угла тангажа и угловой скорости тангажа проявляется в статических ошибках по углу тангажа. Дрейф нуля сигнала угловой скорости тангажа , характерный для аналоговых автопилотов, компенсируется сигналом отклонения по углу тангажа

Статическая ошибка находится из соотношения

.

Если сигнал, пропорциональный угловой скорости, пропускается через изодромное звено, то автопилот астатичен по отношению к дрейфу нуля . Одновременно это позволяет избавиться от статической ошибки, возникающей при развороте самолета с постоянным креном, так как датчик угловой скорости измеряет сумму проекций скоростей изменения эйлеровых углов.

Зона нечувствительности в сервоприводе также вызывает статическую ошибку, так как реакция сервопривода будет отсутствовать до тех пор, пока не будет выполнено условие

,

где - характеристика нечувствительности сервопривода.

Пороговое значение управляющего сигнала

.

Разрегулировки передаточных коэффициентов закона управления, характерные для аналоговых автопилотов, приводят к снижению качества стабилизации и управления углом тангажа. Уменьшение передаточного коэффициента делает процессы управления более затянутыми. Недопустимое увеличение передаточного коэффициента приводит первоначально к более быстрому выходу самолета на заданный угол тангажа. Однако затем процесс может "сорваться" и новый рост становится затянутым.

Уменьшение передаточного коэффициента , делает процесс управления колебательным. Увеличение передаточного коэффициента , приводит к слишком сильному демпфированию и затянутости процесса.

4.2 Моделирование управления углом тангажа

Реакция самолета на управляющие воздействия автопилота угла тангажа. Рассмотрим модель продольного короткопериодического движения самолета (3.19), управляемого автопилотом угла тангажа с законом управления (9.1). Управляющее воздействие формируется пилотом путем отклонения рукоятки "Спуск-подъем". Модель содержит уравнение состояния, уравнения выхода и входа, а также закон управления автопилота:

, (9.11)

, (9.12)

, (9.13)

, (9.14)

Где

,

Подставим уравнения выхода (9.12), входа (9.13) и закон управления (9.14) в уравнение состояния (9.11) и выполним преобразование Лапласа при нулевых начальных условиях:

.

Получим вектор передаточных функций замкнутой системы "самолет- автопилот угла тангажа" по параметрам продольного короткопериодического движения на управляющее воздействие по углу тангажа

.

Переходная матрица состояния по параметрам продольного короткопериодического движения самолета при включенном автопилоте угла тангажа

.

Элементами вектора являются передаточные функции самолета по соответствующим параметрам вектора выхода . Он совпадает в рассматриваемом случае с вектором переменных состояния по параметрам продольного короткопериодического движения на управляющее воздействие по углу тангажа

.

Переходная матрица состояния

. (9.15)

Определитель матрицы

(9.16)

Присоединённая матрица

(9.17)

Подставим выражения для определителя (9.16) и присоединённой матрицы (9.17) в (9.15):

.

Тогда вектор передаточных функций определяется следующим образом:

,

Или

(9.18)

(9.19)

(9.20)

где .

Сравнивая выражения для передаточных функций (9.18)-(9.20) с выражениями для передаточных функций замкнутой системы "самолет-демпфер тангажа", приходим к выводу, что автопилот угла тангажа изменяет структуру передаточных функций и характеристики образующих их звеньев. Сворачивая структурную схему замкнутой системы "самолет-автопилот угла тангажа" (рис. 9.15.а), получим передаточную функцию (9.20).

Рассмотрим условия устойчивости замкнутой системы "самолет-автопилот угла тангажа" по критерию Гурвица:

,

,

,

(9.21)

Правильным выбором передаточных коэффициентов добиваются выполнения условий (9.21), а также обеспечивают требуемые запасы устойчивости.

Аналогичным образом могут быть получены передаточные функции и условия устойчивости замкнутой системы "самолет-автопилот угла тангажа" с изодромной обратной связью в сервоприводе и законом управления (9.5). Тогда модель содержит уравнение состояния (9.11), уравнения выхода (9.12) и входа (9.13), а также закон управления, который представляется в виде

, (9.22)

где

.

Реакция самолета на ступенчатое отклонение руля высоты пилотом была рассмотрена в подразделе 3.3.2. Изменение этой реакции при включении в проводку управления руля высоты демпфера тангажа показано в 6.1.2.

Рассмотрим реакцию замкнутой системы "самолет-автопилот угла тангажа" на ступенчатое отклонение пилотом рукоятки "Спуск-подъем". На этапе короткопериодического движения сформируется новое установившееся значение угла тангажа

.

Установившиеся значения угловой скорости тангажа и угла атаки примут нулевые значения:



Переходный процесс определяется переходной функцией

. (9.23)

Пользуясь изложенным в 3.1.2 методом Линна, можно определить корни характеристического уравнения

.

Среди этих корней, как правило, один оказывается действительным, а два - комплексными сопряженными. Тогда переходную функцию (9.23) можно привести к простому виду:

(9.24)

Оригинал функции (9.24) находят с помощью обратного преобразования Лапласа

,

где



Аналогичным образом определяют переходные процессы по угловой скорости тангажа и углу атаки.

Реакция замкнутой системы "самолет-автопилот угла тангажа" на внешние возмущения. Рассмотрим модель продольного короткопериодического вынужденного движения самолета, управляемого автопилотом угла тангажа, при наличии внешних возмущений:

, (9.25)

, (9.26)

, (9.27)

. (9.28)

Вектор входа и матрица входа , определены выражениями (3.148) и (3.149). Подставим уравнение выхода (9.26) и закон управления (9.28) в уравнение состояния (9.25) и возьмем преобразование Лапласа при нулевых начальных условиях:

.

Получим матрицу передаточных функций замкнутой системы "самолет-автопилот угла тангажа" по параметрам продольного короткопериодического движения самолета на внешние возмущения



где переходная матрица определена выражениями (9.15)-(9.17).

Рассмотрим вектор передаточных функций по параметрам продольного короткопериодического движения на внешний момент тангажа :

,

Или

, (9.29)

, (9.29)

, (9.29)

где

.

Сравнивая выражения для передаточных функций (9.29) - (9.31) с выражениями для передаточных функций свободного самолета на внешний момент тангажа, приведенными в табл. 3.1, приходим к выводу, что автопилот угла тангажа изменяет структуру передаточных функций и характеристики образующих их звеньев. Рассмотрим реакцию замкнутой системы на импульсный внешний момент тангажа т.е. . На этапе короткопериодического движения произойдет астатическое регулирование угла тангажа:

Следовательно, автопилот угла тангажа с законом управления (9.1) является астатическим по отношению к внешнему импульсному моментному возмущению по тангажу.

Если внешний момент тангажа - ступенчатый , то управление будет происходить со статической ошибкой:

,

автоматизация пилотирование рулевой автопилот

т.е. автопилот угла тангажа с законом управления (9.1) является статическим по отношению к внешнему ступенчатому моментному возмущению по тангажу. Для уменьшения статической ошибки необходимо увеличивать передаточный коэффициент .

Аналогичным образом могут быть получены передаточные функции и исследована реакция на внешние возмущения для замкнутой системы "самолет-автопилот угла тангажа" с законом управления (9.5). Такой автопилот обеспечивает астатическое управление при ступенчатом моментном возмущении.

Моделирование в simulink и синтез регулятора

Смоделируем в simulink замкнутe. системe "самолет - автопилот угла тангажа", на основе структурной схемы приведенной на рисунке 9.15

В целях улучшения переходного процесса, синтезируем регулятор из двух коэффициентов Ki и Kd

В качестве заданного угла тангажа подадим угол со значением в 0.1 радиан, столько же мы должны получить на выходе схемы.

В результате синтеза были получены подходящие коэффициенты

Ki= 934.7442, Kd= 871.1557

График на выходе схемы:

Проверим работоспособность схемы при других входных значениях, сохраняя постоянными полученные при синтезе значения коэффициентов Ki и Kd.

Подадим 0.3 радиан, график на выходе схемы имеет следующий вид:

Подадим 0,001 радиан, график на выходе схемы имеет следующий вид:

Размещено на Allbest.ru

...