Особенность управления самолетом на всех этапах полета

- автоматической сигнализации о достижении высоты принятия решения, о предельном отклонении самолета от равносигнальных зон курса и глиссады, о предельном крене самолета.

5.2 Состав автопилота

А) Пульт управления ПУ-45, расположен на верхнем электрощитке летчиков;

б) ЦГВ-4 -3 шт -под полом между шп 36...37;

в) БДГ-10-1 -2шт - рядом с ЦГВ-4;

г) КВ-16-1 -2 шт -под полом по правому борту в районе шп 18...19 на платформе ПА-10;

д.) БП-35 - блок питания - под полом шп 17...18 правый борт;

е) ПКА-17А платформа коммутационная амортизированная с расположенными на ней:

- тремя блоками усиления и суммирования БУС-3 канала курса;

- блоком управления и коммутации БУК-3;

- блоком контроля режимов БКР-3А;

- блоком контроля датчиков БКД-1А;

- блоком управления триммированием БУТ-7.

Сама платформа размещена под полом шп 18...20 правый борт;

ж) три рулевых машины РД-25ФА размещены: для РВ и РН в районе шп 60...61 слева и справа от оси самолета соответственно, элеронов - шп 18 под полом левый борт;

з) электромеханизм УТ-15 триммера РВ, разм за вторым лонжероном стабилизатора;

и) указатель автомата триммирования, расположен на приборной доске левого летчика;

к) КБО-вар4 -2 шт - расп на штурвалах летчиков;

л) пульт поиска неисправностей ППН-5, расп на панели противообледенителей.

5.3 Назначение агрегатов

ЦГВ-4 - для измерения углов отклонения самолета от горизонта (крена и тангажа) и выдачи сигналов, пропорциональных углам отклонения в АП, СТУ и АТ.

БДГ-10-1- для выдачи в АП сигналов, пропорциональных угловым скоростям отклонения самолета относительно трех измерительных осей.

КВ-16-1 - для измерения отклонения самолета от заданной барометрической высоты полета и выдачи сигнала, пропорционального этому отклонению в АП для стабилизации барометрической высоты полета.

БУС-1 - является вычислителем канала тангажа и предназначен:

- суммирования и усиления сигналов датчиков с коэффициентами усиления, необходимыми для оптимального управления продольным каналом самолета;

- формирования сигналов управления в режимах стабилизации высоты и глиссады;

- суммирования и усиления сигналов, поступающих из СТУ-134 при автоматическом заходе на посадку или из аппаратуры * Уход* при автоматическом уходе на второй круг;

- автоматического центрирования и выдачи сигнала готовности к включению на бленкер продольного канала ПУ;

- выдачи сигнала исправности контура привода канала тангажа с аналоговой системы контроля блока.

Б УС-2-1- (блок управления и суммирования) является вычислителем канала элеронов и предназначена для:

- суммирования и усиления сигналов, поступающих от датчиков с коэффициентами усилия, необходимыми для оптимального управления каналом элеронов;

- суммирования и усиления сигналов, поступающих из СТУ-134 при автоматическом заходе на посадку ( ), при полете по маршруту в режимах *VOR*, *ЗК* и *АП+АНУ* и при полете по магнитному или ортодромическому курсу по сигналу

блока связи БС-1 с курсовой системой КС-8;

- изменения траектории полета самолета от рукоятки * Разворот* пульта управления;

- выдачи сигнала готовности каналов элеронов и РН к включению на бленкер бокового канала ПУ;

- выдачи сигнала исправности контура привода канала элеронов с аналоговой системы контроля блока.

БУС-3 блок усиления и суммирования является вычислителем руля направления и предназначен:

- суммирования и усиления сигналов датчиков с коэффициентами усиления, необходимыми для оптимального управления каналом РН;

- суммирования и усиления сигналов, поступающих из СТУ-134 при автоматическом заходе на посадку, при полете по маршруту в режимах *VOR* ,*ЗК*, *АП+АНУ* и при полете по маршрутному или ортодромическому курсу по сигналу блока БС-1 с курсовой системой КС-8;

- обеспечения автоматического центрирования и выдачи сигнала готовности канала РН в блок БУС-2-1;

- выдачи сигнала исправности контура привода канала РН с аналоговой системы контроля блока.

БУК-3А блок управления и коммутации предназначен для реализации логических операций при различных режимах работы АБСУ;

БКР-3А блок контроля режимов выполняет следующие функции:

- формирование сигналов * Исправность АБСУ* и сигналов отказов подканалов для выдачи на пульт ППН-5;

- формирование информации об исправности всех режимов работы АБСУ-134;

- формирование сигналов на отключение отказавших режимов и включения резервных;

- формирование тестовых сигналов для проведения самоконтроля СВК.

Примечание: Отличия БКР-3А от БКР-3 состоит в ведении в формирование исправности режима * Уход автоматический* дополнительно исправности режима *АП бок*.

БКД-1А- блок контроля датчиков предназначен для:

- кворумирования сигналов текущих угла тангажа и угла крена;

- контроля работы ЦГВ-4, БДГ-10-1, КВ-16-1;

- сигнализации предельных отклонений самолета от равносигнальных зон курса и глиссады;

- обеспечения командной и предупреждающей сигнализаций;

- формирования совместно с БКР-3А логики работы интегрального сигнального огня ИСО;

- формирования совместно с ВУ-15 логики работы табло * Отказ ухода *;

- контроля питания АП СТУ - I U=27В, и ~U 36 В 400 Гц.

Примечание: Блок БКД-1А отличается от БКД-1 реализацией в первом из следующих дополнительных функций:

- логики ИСО;

- сигнализации * Отказ ухода *;

- контроль питания системы СТУ.

БУТ-7 - блок управления триммированием предназначен для формирования сигнала управления механизмом триммера УТ-15, выдачи сигнала на указатель УАТ-3 и отключения УТ-15 при неисправной работе системы автотриммирования.

БП-35 блок питания предназначен для:

а) выдачи напряжений питания на:

- обмотки возбуждения рулевых машин;

- датчики ЦГВ-4, БДГ-10-1;

- пульт управления ПУ-45;

- блок *15* ДИСС;

- на потенциометры следящей системы в БУС-1.

б) контроля наличия U 36 В и правильности фазировки на трансформаторах, питающих обмотки возбуждения РМ.

РД-25ФА рулевая машина является исполнительным механизмом автомата триммирования.

ПКА-17А платформа предназначена для:

- размещения и амортизации кассет с блоками автопилота;

- осуществления связи как между датчиками и блоками, входящими в АП, так и с датчиками и подсистемами, входящими в АБСУ, а так же со смежными системами самолета;

- связи с КПА и КЗА;

- связи бортовых источников питания с блоками и приборами системы.

5.4 Принцип действия и структура построения

Принцип действия АП основан на управлении рулевыми поверхностями самолета в соответствии с заданными законами управления, сформированными на основе информации, поступающей как от собственных датчиков АП, так и от датчиков смежных систем.

АП является составной частью системы управления самолетом и обеспечивает автоматическое управление им в процессе полета.

АП структурно включает в себя три канала управления продольным и боковым движением самолета:

- канал курса;

- канал крена;

- канал тангажа.

Канал тангажа служит для управления продольным движением самолета, а канал крена и курса боковым движением самолета.

Каждый канал в свою очередь состоит из трех составных частей:

- информационной;

- вычислительной;

- исполнительной.

Управление АП производится с помощью соответствующих органов управления, а контроль его работы осуществляется с помощью органов индикации и сигнализации.

Информационная часть АП представлена в виде датчиков пространственного положения самолета, а так же других источников информации, используемых для реализации задач АП. В качестве датчиков угловых отклонений самолета по крену и тангажу используются ЦГВ-4 -3 шт. Отклонение самолета по курсу измеряется гироагрегатом курсовой системы КС-8 и передается в автопилот с помощью блока связи БС-1.

Чувствительными элементами, реагирующими на угловые скорости самолета относительно трех осей, являются демпфирующие гироскопы ДУС-МБ, смонтированные в общем блоке БДГ-10-1. Сигналы, пропорциональные отклонениям самолета по углу, угловым скоростям и командам, задаваемым летчиком с помощью рукояток-задатчиков ПУ, подаются на входы блоков усиления и суммирования БУС-1, БУС-2-1, БУС-3 вычислительной части АП. В усилителях эти сигналы преобразуются и усиливаются в соответствии с заданными законами управления в управляющие сигналы, которые затем поступают на РМ исполнительной части АП. В зависимости от значения и знака управляющего сигнала РМ перемещает соответствующий орган управления самолета. При отклонении Р машинами органов управления самолета с датчиков обратной связи, расположенных на РМ, снимаются сигналы пропорциональные этим отклонениям, которые используются в формировании законов управления.

Кроме сигналов рассмотренных выше в каналы АП подаются, так называемые, перекрестные сигналы, благодаря которым развороты самолета и парирование возмущений выполняются координировано.

5.5 Особенности построения сервопривода АП

Сервопривод АП предназначен для отклонения рулей самолета в соответствии с управляющими сигналами сформированными в вычислительной части каналов АП.

Каждый канал( ) АП имеет свой сервопривод, который включает в себя:

- усилитель привода;

- рулевую машину.

Усилитель привода (УП) - суммирует входные сигналы управления и преобразует суммарный электрический сигнал в напряжение посредством которого осуществляется управление работой двигателя-генератора (ДГ) РМ.

РМ - предназначена для работы в составе сервопривода в качестве исполнительного механизма АП и механически соединена с системой управления самолета. Основными узлами РМ является: двигатель- генератор, муфта пересиливания, муфта сцепления, редуктор, механизм концевых выключателей и датчик обратной связи.

Двигатель - генератор является силовым управляемым электромеханизмом, приводящим в действие РМ. Генератор является датчиком скоростной обратной связи, выдающий электрический сигнал Uсос, пропорциональной угловой скорости вращения электродвигателя. Скоростная обратная связь служит для улучшения характеристик устойчивости сервопривода.

Муфта сцепления ( МС ) обеспечивает кинематическую связь вала ДГ с выходным валом ( ВВ ) РМ. Муфта включается в работу при включении АП в процесс управления самолетом.

Момент, развиваемый ДГ на выходном вале РМ ограничивается муфтой пересиливания ( МП ). Работа муфты обеспечивает возможность летчику * пересиливать * РМ путем приложения определенных усилий к органам управления без отключения РМ от проводки управления. Величина усилий пересиливания РМ приведенных на соответствующих органах управления:

- РМ-к - 13.....30 кгс;

- РМ-н - 50.....80 кгс;

- РМ- т- 30.....45 кгс.

Вал ДГ, вращаясь, перемещает механизмы концевых выключателей ( МКВ ), которые отключают ДГ в крайних положениях выходного вала, которые составляют ( 70 град.......140 град ) по углу поворота ВВ.

Кроме того ДГ перемещает бесконтактный индукционный потенциометр датчика жесткой отрицательной связи ( ДОС ), ротор которого через редуктор ( Р ) жестко связан с выходным валом РМ. Электрический сигнал Uжос, снимаемый с датчика ДОС обеспечивает формирование жесткой отрицательной обратной связи сервопривода. То есть по каждому управляющему сигналу Uупр на входе УП ( усилителя привода ) соответствует пропорциональное постоянное отклонение выходного вала РМ, как следствие, рулевой поверхности самолета.

Датчик ДОС постоянно имеет кинематическую связь с ВВ и рулем самолета, вне зависимости от того, выключена МС ( муфта сцепления ) рулевой машины или нет. Это обстоятельство используется для определения балансировочных отклонения рулей самолета и * запоминания * этих отклонений в устройствах согласования АП в режиме * Подготовка *.

6. Режимы работы АБСУ-134А

АБСУ в зависимости от степени автоматизации процесса управления самолетом может работать в режимах:

- директорного управления;

- автоматического управления.

Основными режимами являются :

- Режим * Стабилизация *;

- Режим * Стабилизация барометрической высоты *КВ* *;

- Режим * Управления *;

- Режим * Управления и стабилизации заданного курса * ЗК * *;

- Режим * Стабилизации линии заданного пути * АП+АНУ * *;

Подготовительным режимом, предшествующим включению всех вышеперечисленных режимов, является режим * Подготовка *.

6.1 Режим * Подготовка *

Режим предназначен для обеспечения безударности включения РМ АП в проводку управления самолета, с сохранением балансировочных углов отклонения рулевых поверхностей.

Режим является подготовительным перед включением АП в режимы стабилизации и управления.

В режиме участвуют три канала: канал курса, крена и тангажа.

Основной целью режима является * обнуление * выходных сигналов усилителей приводов трех каналов, что и обеспечивает неподвижность выходных валов РМ после срабатывания их муфт сцепления.

Режим включается:

А. Предварительные условия включения:

а) рукоятки * Разворот * и * Спуск- подъем * установить в нейтральное положение;

б) произведена балансировка самолета;

в) штурвал установлен в нейтральное положение.

Б. Непосредственно режим включается с помощью ПУ-45:

а) переключатели *Прод - откл* и *Бок-откл* установить в положение соответственно * Прод* и *Бок*;

б) выключатель * Подг АП- откл* установить в положение * Подгот АП *.

При этом происходит подача электропитания на агрегаты АП и вступают в работу устройства согласования.

Сигнализация режима.

По окончании режима на ПУ-45 появляются бленкеры * Подг* бокового и продольного каналов управления.

6.1.1 Работа бокового канала

После включения режима в канале курса включается в работу устройство согласования типа УС-4 ( УС) курса, которое расположено в блоке БУС-3 ( см рис ).

УС состоит из усилителя, электродвигателя типа МИ-10, который перемещает потенциометр. С помощью электромагнитной муфты ЭММ вал электродвигателя может стопориться.

На вход усилителя привода УП - , расположенного в БУС-3 поступают сигналы:

- U с датчика обратной связи РМ-к - U жос;

- U, снимаемое с потенциометра УС-4 - U согласования;

- U , пропорциональное отклонению от заданного курса .

В данном режиме с блока связи БС-1 поступает сигнал =0. Так как вал датчика ДОС всегда жестко связан с проводкой управления РН, то напряжение Uжос снимаемое с датчика, будет пропорционально балансировочному углу отклонения РН, соответствующему режиму полета самолета.

Значение напряжения Uжос может быть не равно нулю, что приводит к появлению напряжения на выходе УП- - U рассогласования, которое после усиления на усилителе УС-4 поступает на управляющую обмотку МИ-10.

Напряжение на ЭММ отсутствует, поэтому вал МИ-10 начинает свободно вращаться, перемещая при этом щетку потенциометра, с которого снимается напряжение U согласования.

U согл начинает расти и подается на вход УП- , где происходит суммирование с Uжос, но * знак * Uсогл обратный по отношению к * знаку * Uжос.

В итоге, по мере роста значения Uсогл, сумма Uсогл +Uжос уменьшается и , следовательно, уменьшается и выходное напряжение U рассогл. По мере уменьшения U рассогл снижается и скорость вращения МИ-10.

Электродвигатель останавливается, когда наступает равенство

/ Uжос / = /Uсогл /

Следовательно и выходное напряжение УП - стало равно нулю. Таким образом, после подключения выходного сигнала УП - к управляющей обмотке РМ-к в режимах стабилизации и управления вращения электродвигателя РМ-к не произойдет, чем и обеспечивается безударность включения РМ-к в проводку управления.

Кроме того, величина Uсогл соответствует значению отклонения РН от нейтрального положения, т.е. балансировочное положение РН * запоминается * в устройстве согласования, и при включении силовой части АП РМ будет отклонять РН в ту или иную сторону относительно балансировочного положения РН.

Напряжение на выходе УП - измеряется сигнализатором U СН-11 -1, который срабатывает при его снижении до уровня рассогласования U рассогл 1В. СН-11 выдает сигнал в виде * + 27 В * об окончании режима * Подготовка * в канале курса в блоке БУС-2-1 крена, где он используется для формирования сигнала окончания режима в каналах бокового движения ( курса и крена ) с последующей выдачей его на сигнализацию.

Особенностью режима в канале крена является то обстоятельство, что блок БУС-2-1 крена не имеет устройства согласования ( см рис ).

На вход УП - поступает только U сдатчика обратной связи ДОС РМ - Э. Сигнал так же * обнуляется * в БС-1. Следовательно, условием получения нулевого выходного сигнала U рассогл на усилителе привода является получение * нулевого * напряжения с датчика ДОС.

Это достигается установкой штурвала и, следовательно элеронов в нейтральное положение.

При снижении U и U рассогл до уровня менее 1В срабатывает сигнализатор напряжения СН-22М-1, который выдает сигнал в виде * + 27В * об окончании режима * Подготовка * в канале крена. При условии окончания режима * Подготовка * в канале курса * + 27В * с СН крена сигнал поступает на электросхему включения бленкера * Подг * бокового канала.

Таким образом, каналы крена и курса АП подготовлены к включению режимов управления и стабилизации.

6.1.2 Работа продольного канала

После включения режима в канале тангажа так же, как и в канале курса, включается устройство согласования, расположенного в БУС-1 ( см рис ).

Принцип действия устройства согласования БУС-1 аналогично принципу действия УС-4 канала курса.

Особенностью является то, что суммирование напряжений происходит на усилителе постоянного тока УПТ, куда поступают:

- U жос с датчика ДОС РМ-т;

- U согл с потенциометра МИ-10;

- U напряжение, пропорциональное текущему значению тангажа с блока контроля датчиков БДК-1А.

Так как текущий тангаж тек в полете может иметь различное значение, то на вход УПТ он поступает ненулевой, тек 0.

Поэтому устройство согласования будет работать до тех пор, пока не наступит равенство:

U жос + U = U согл, (6.1)

т.е. пока U с потенциометра не скомпенсирует суммарное напряжение от ДОС РМ-т и от датчика тангажа.

И, по аналогии с каналом курса, устройство согласования тангажа позволяет * запомнить * значение тек и балансировочное положение РВ.

Напряжение на выходе УП - U рассогл снизиться до уровня срабатывания СН-11М-1, сигнал которого обеспечивает срабатывание бленкера * Подг * продольного канала.

При срабатывании бленкеров * Подг * ПУ-45 формируется сигнал - * Исправность АП *. И при наличии сигналов:

- исправность ЦГВ-4 ( всех трех каналов );

- исправность БДГ-10;

- исправность БУТ-7

вырабатывается сигнал интегральной исправности автопилота в БКР-3 ( блок контроля режимов ), по которому готовятся цепи включения режимов АП по каналам бокового и продольного движения.

6.1.3 Работа блока связи БС-1

Блок связи БС-1 расположен в блоке БУК-3 и предназначен для формирования на основе информации о текущем курсе тек , поступающей с КС-8, сигнала = зад - тек.

В режиме * Подготовка * БС-1 выдает сигнал = 0 ( см рис ).

С сельсин - датчика, расположенного в КС-8 сигнал тек поступает на станок сельсин - приемника ( СП ) блока БС-1. Сигнал, пропорциональный тек с СП поступает на усилитель, а затем на двигатель - генератор ДГМ-0,1 , который начинает вращаться и перемещать через редуктор ( Р ) ротор СП до момента * обнуления *напряжения, снимаемого со стопора СП.

Таким образом, в режиме * Подготовка * сигнал, снимаемый со статора СП БС-1 будет всегда нулевым.

Для повышения быстродействия следящей системы БС-1 при соблюдении условия устойчивости используется скоростная обратная связь, образуемая генератором ДГМ-0,21.Сигнал с генератора, пропорциональный скорости вращения двигателя, подается на вход усилителя БС-1.

6.1.4 Режим * Стабилизация *

Режим предназначен для автоматической стабилизации нулевого крена и углов курса и тангажа самолета, имевших место в момент включения режима.

Режим включается:

А. Предварительные условия включения:

а) Включается в установившемся режиме набора высоты, в горизонтальном полете или снижении во всем диапазоне эксплуатационных высот, скоростей, чисел М. Включение возможно как в прямолинейном полете, так и при выполнении установившегося координированного разворота с креном не более 30 град.

б) Режим * Подготовка * должен быть завершен, на ПУ-45 должны быть бленкеры с надписью * Подг *. При неодновременной готовности каналов продольного и бокового движения ( при отсутствии по одному каналу бленкера * Подг * ) режим возможно включить только по каналу с завершенным режимом * Подготовка *.

Б. Непосредственно режим включается нажатием кнопки * Вкл АП * на ПУ-45.

Сигнализация режима:

- на бленкерах ПУ-45 появляется надпись * Вклч *;

- на табло режимов загорается табло зеленого цвета * АП бок * и * АП прод *.

После включения режима:

- включается в работу исполнительная часть АП;

- к вычислительной части подключаются датчики информации;

- вычислительная часть приступает к формированию управляющих сигналов на основе законов управления;

- СВК АП приступает к контролю исправности вычислителей всех каналов АП.

6.1.5 Работа бокового канала

Стабилизация курса посредством АП осуществляется совместной работой двух каналов:

канала курса;

канала крена.

После включения режима в канале курса ( см рис ):

а) срабатывает муфта сцепления РМ-н, чем обеспечивается кинематическая связь электродвигателя РМ-н с выходным валом;

б) срабатывает электромагнитная муфта ЭММ БС-1, которая стопорит двигатель - генератор и ротор СП БС ( см п 10.1.1.3. лекции ).

Сигнал со стопора СП относительно неподвижного ротора, пропорциональный начинает поступать с выхода БС-1 на входы вычислителей каналов курса и крена;

При этом сигнал на вычислитель БУС-3 канала курса подключается с задержкой в 6 секунд. Это время необходимо для вывода самолета из крена после включения режима * Стабилизация *, если самолет находится в таковом;

в) на вход сумматора БУС-3 подается:

- тек - с кворум - элемента БКД-1А;

- у - с блока БКД-1А.

Г) включается в работу подканал аналога вычислителя для контроля работоспособности основного канала вычислителя канала курса;

д.) устройство согласования переходит в режим * Память *, что обеспечивает работу РМ-н относительно исходного положения выходного вала. Все последующие отклонения РН будут происходить относительно этого балансировочного положения.

В вычислителе БУС-3 формируется закон управления:

н = - Кн Кн уу - Кн тек (6.2)

где

- = зад - тек - отклонение курса от заданного значения;

- у - угловая скорость относительно оси ОУ;

- тек - текущее значение крена;

- Кн ,Кн у, Кн - передаточные отношения, определяющие на какой угол отклонится руль ( в данном случае РН ) при появлении единицы измеряемого параметра (в данном случае единиц отклонения , угловой скорости у, угла крена тек соответственно);

- Кн - основным управляющим сигналом отклонения от заданного курса;

Знак * * - означает, что РН отклоняется в сторону создания момента, противоположного тому, который привел к отклонению самолета заданного курса;

- Кн уу - сигнал демпфирования, предназначен для * гашения * короткопериодических колебаний самолета относительно оси ОУ;

- Кн тек - сигнал перекрестной связи из канала крена в канал курса. Обеспечивает возвращение самолета к зад при возникновении крена самолета.(см рис ).

Если подействовал внешний возмущающий момент, который привел к возникновению крена, то траектория полета начнет исправляться в сторону крена, так как появляется боковая составляющая подъемной силы Z . Образующий при этом угол скольжения ( см рис ) приводит к созданию момента флюгерной статической устойчивости Му , который разворачивает самолет за вектором воздушной скорости . Чтобы скомпенсировать момент М у АП формирует сигнал Кн тек , по которому РН отклоняется на некоторый угол посредством которого создается момент Му , направленный встречно Кн тек .

ограничения по режиму:

1.Максимальные углы отклонения:

- по углу РМ-н 40 град;

- по углу 4,5 град.

Ограничения формируется в БУС-3.

Особенностью работы канала крена в этом режиме является то, что стабилизируется не текущий крен в момент включения, а нулевой крен самолета. Это обстоятельство обеспечивает высокую точность стабилизации курса.

После включения режима ( см рис ):

а) включится муфта сцепления РМ-Э;

б) на вход сумматора крена в БУС-2-1 подключаются сигналы:

- тек и х с БДК-1А;

- с БС-1 ( с выдержкой 6 секунд );

в) включается устройство контроля вычислителей канала крена.

Закон управления имеет вид :

э = - Кэ ( зад - тек) + Кэ х х + Кэ , (6.3)

где:

- зад - заданное значение крена зад =0;

- тек - текущее значение крена;

- х - сигнал угловой скорости самолета относительно оси ОХ;

- - сигнал, пропорциональный отклонению самолета от заданного курса;

- Кэ ( зад - тек) - основной управляющий сигнал, по которому самолет приводится к нулевому крену, если режим * Стабилизация * включился при крене самолета, отличном от нуля;

- Кэ х х - сигнал демпфирования, предназначен для * гашения * короткопериодических колебаний самолета относительно оси ОХ;

- Кэ - перекрестный сигнал из канала крена, обеспечивающий компенсацию момента поперечной статической устойчивости М Х , возникающий при появлении угла скольжения .

Если самолет под воздействием внешних сил изменил курс на величину ( см рис ) при сохранении направления воздушной скорости , возникает угол скольжения = . В результате начинает действовать момент поперечной статической устойчивости МХ , за счет которого самолет начинает крениться в сторону рыскания. Это может привести к развороту вектора скорости и к изменению траектории полета самолета. Для компенсации момента МХ . В АП формируется сигнал Кэ , за счет которого элероны отклонятся на угол, обеспечивающий создание момента МХ э , который полностью скомпенсирует момент МХ .

Ограничения в канале крена:

Максимальное отклонение элеронов, формируемое в блоке БУС-2-1:

- на маршруте э мах = 3,5 град;

- в режиме АЗП э мах = 5 град.

Режим * Стабилизация * каналов курса и крена отключается:

А) В ручную:

- нажатием на кнопку отключения КО на штурвалах летчиков. Для повторного включения каналов АП в режим * Подготовка * после нажатия КО необходимо выключить, а затем вновь включить выключатель * Подг АП* на ПУ-45;

-установкой выключателя * Подг АП * в положение * Откл * на ПУ-45;

- установкой выключателя * Бок * в положение * Откл * на ПУ-45.

Сигнализация при отключении:

- на бленкере бокового канала появляется надпись * Откл *;

- гаснет табло * АП бок * на табло режимов;

- в случае отключения кнопкой КО кроме того дополнительно в течении 3...6 сек звучит звуковая сигнализация;

- на приборных досках летчиков загорается табло * Управляй боковым *;

- гаснет табло * АП бок * на табло режимов.

6.1.6 Работа продольного канала

После включения режима ( см рис )

а) срабатывает муфта сцепления РМ-т;

б) устройство согласования переводится в режим * Память *. При этом электродвигатель МИ-10 стопориться с помощью ЭММ, значения напряжения, снимаемые с потенциометра УС тангажа соответствует значению заданного угла тангажа;

в) включается в работу устройство контроля вычислителя канала тангажа; самолет агрегат траекторный автопилот

г) на вход БУС-1 поступают сигналы:

- текущего крена т, в зависимости от исправности каналов ЦГВ-4, с первого или со второго т2;

- угловой скорости самолета относительно оси OZ - ;

д.) формируется сигнал на автоматическое включение канала автотриммирования РВ.

Сигнализация режима:

- на ПУ-45 включается бленкер * Вклч * продольного канала;

- на табло режимов включается табло * АП прод *.

Вычислитель канала тангажа формирует закон управления:

в = - в з - т + в - в т + F(з), (6.4)

где:

- з - заданное значение угла тангажа;

- т - текущее значение угла тангажа;

- в з - т - сигнал рассогласования по тангажу;

- - угловая скорость вращения самолета относительно оси OZ;

- + в - сигнал демпфирования по тангажу;

- в т - сигнал перекрестной связи из канала крена в канал тангажа, обеспечивающий компенсацию потери нормальной составляющей подъемной силы при крене самолета. Знак модуля определяет отклонение РВ всегда в одну сторону ( на кабрирование ) вне зависимости от знака крена;

- F(з) - функция по закрылкам, предназначена для дополнительного отклонения РВ на пикирование при выпуске ( довыпуске ) закрылков.

Необходимость введения F(з) обусловлена тем, что при выпуске закрылков с 0 на 15 град и затем при довыпуске с 15 на 38 град возникает *вспухание * самолета, что приводит к увеличению высоты полета. Поэтому, для исключения этого явления формируется функция F(з).

+ 7,5 в при з = 15

F(з) = + 8,5 в при з = 38

При поступлении из системы управления закрылками сигналов + 27 В в блоке БУК-3 формируется сигнал * Первый выпуск закрылков *, который с задержкой времени 2,5 сек поступает в БУС-1, где формируется сигнал на отключение РВ на пикирование на угол + 7,5 град от балансировочного положения. Через 30 сек электросхема БУК-3 приходит в исходное состояние.

При поступлении повторного сигнала + 27 В из системы управления закрылками на довыпуск последних, в БУК-3 вновь с задержкой 2,5 сек формируется сигнал, по которому происходит дополнительное отклонение РВ в туже сторону на 1 град.

При уборке закрылков вся электросхема формирования F(з) приводится в исходное состояние. Электросхема отключена на земле по концевому выключателю * Обжатые шасси *.

Режим в продольном канале отключается:

А) Вручную:

а) нажатием кнопки отключения на штурвалах летчиков. При этом:

- на бленкере * Прод * появится надпись * Откл *;

- гаснет табло * АП прод * на табло режимов;

- 3 - 6 сек звучит звуковая сигнализация.

б ) установкой выключателя * Подг АП * на ПУ-45 в положение * Откл *. При этом сигнализация аналогична пункту а) ( без звуковой сигнализации);

в) Установкой выключателя * Прод * в положение * Откл * , сигнализация аналогична пункту б).

Б) Автоматически:

а) при поступлении от СВК сигнала отказа прод канала АП:

При этом:

- на бленкере * Прод * ПУ-45 появляется надпись * Откл *;

- гаснет табло * АП прод * на табло режимов;

- загорается табло * Управляй продольным * на приборных досках летчиков;

3 - 6 сек звучит звуковая сигнализация.

6.1.7 Работа канала автотриммирования

Канал автотриммирования функционально входит в канал тангажа АП и служит для решения задач:

- обеспечения автоматического триммирования РВ при полете с выключенным АП;

- индикации направления и значения усилий в проводке управления РВ, приведенных к усилиям на колонке управления. При длительном полете с включенным АП РМ-т воспринимает шарнирные моменты, отклоняя РВ в балансировочные положения, которые при отключении АП в виде усилий на колонке управления полностью воспринимает летчик. Эти усилия в некоторых режимах полета могут быть настолько большими, что летчик будет не в состоянии пересилить их.

Кроме того, летчик не знает ни направления, ни значений усилия при переходе с автоматического на ручное управление.

Использование автомата триммирования обеспечивает безрывковый переход с автоматического управления на ручное. Если по какой-то причине автомат триммирования не снял полностью усилие в проводке управления, то летчик знает всегда по указателю УАТ -3 направление и значение усилий.

Автомат триммирования включается:

- автоматически при включении режимов работы канала тангажа * Стабилизация*, *Управление * ,* КВ * , * Глиссада - АЗП * , * Уход автоматический *.

При этом ( см рис ):

- отключаются цепи ручного управления триммером РВ от переключателей на штурвалах летчиков;

- подключается электрическая цепь управления электромеханизмом триммера УТ-15 от блока БУТ-7;

- на вход блока БУТ-7 подключается электрический сигнал, используемый для управления электродвигателем РМ-т - U вых ( с выхода блока БУС-1);

- этот же сигнал U вых подключается на указатель прибора УАТ-3.

Принцип работы канала автотриммирования рассмотрим на примере:

Примем за начальные условия:

- самолет находится в горизонтальном прямолинейном полете и сбалансирован по всем осям;

- усилия на колонке управления сняты летчиком с помощью триммера РВ;

- летчик включил режим * Стабилизация *;

- не рассматриваем работу канала тангажа в соответствии с законом управления. Выходной сигнал U вых , так как = 0, = 0, тек =0.

РМ после включения режима включается в работу, но выходной вал неподвижен, так как управляющее напряжение, поступающее на обмотку управления электродвигателя РМ-т, равно нулю. РМ-т усилий не развивает, указатель УАТ-3 инициирует усилия, равные нулю. Электромеханизм УТ-15 неподвижен.

Пусть по какой-нибудь причине появляется шарнирный момент Мш на РВ, который достигает величины, достаточной для перемещения как РВ, так и всей проводки управления РВ, включая при этом выходной вал РМ-т. Так как электродвигатель РМ-т не создает момента Мрм, вместе с выходным валом РМ-т приводятся в движение и сам электродвигатель и датчик обратной связи ДОС, который до начала действия шарнирного момента выдавал напряжение Uжос.

Вращаясь, датчик ДОС выдает напряжение пропорциональное углу поворота выходного вала U1жос. На сумматоре БУС-1 появляется сигнал, пропорциональный разности U1жос - U0жос, который после усиления появляется на выходе БУС-1 в виде U вых, пропорционального этой разности. Поступая на обмотку управления РМ-т, сигнал U вых приводит в действие электродвигатель, который начинает вращаться в сторону обнуления разности U1 жос - U0 жос, т. е перемещая РВ в положение, соответствующее началу действия шарнирного момента Мш. РМ-т развивает при этом момент на выходном валу Мрм, пропорциональный U вых, при чем Мрм Мш. Указатель УАТ-3 начинает индицировать величину и направление момента Мрм.

По мере вращения РМ-т сигнал на входе БУС-1 U1жос - U0 жос уменьшается, уменьшается и U вых и Мрм. При равенстве моментов Мрм=Мш РМ-т останавливается, при этом за счет момента Мрм, развиваемого рулевой машиной, РВ возвращается в исходное положение с некоторой статической ошибкой.

Если шарнирный момент будет и в дальнейшем увеличиваться, то будет и расти значение U вых. При достижении значения U вых, соответствующего Мш = 10 кгм в БУТ-7 срабатывает сигнализатор напряжения СН, который с задержкой времени 0,7 сек выдает сигнал на запуск реле времени РВ.

Задержка времени 0,7 сек необходима для исключения ложного срабатывания автомата триммирования при полете в турбулентной атмосфере.

Реле времени РВ через 4 сек включает в работу электросхему формирования управляющего сигнала на электромеханизм УТ-15.

Управляющий сигнал поступает на обмотку управления УТ-15, который начинает перемещать триммер РВ в сторону уменьшения шарнирного момента Мш. При снижении Мш нарушается равновесие моментов Мрм = М ш и момент Мрм становится больше момента Мш ( Мрм Мш ). Рулевая машина начинает отклонять РВ в сторону исходного положения, уменьшается значение Uжос и ,как следствие, значения U вых. При достижении U вых уровня срабатывания СН ( Мш 10 кгм ) электромеханизм УТ-15 останавливается .

В рассмотренном примере не определялась причина воздействия шарнирного момента РВ. В реальных условиях полета значения шарнирного момента зависит от угла атаки горизонтального оперения и угла отклонения РВ от нейтрального положения. РМ отклоняет РВ в зависимости от режима АП либо с целью управления самолетом в продольной плоскости, либо с целью его перебалансировки.

В первом случае шарнирный момент возникающий при отклонении РВ, как правило, незначителен и по времени непродолжителен. Во втором случае шарнирный момент может нарастать до значительных величин в течение длительного времени. Именно поэтому в электромеханизме БУТ-7 и предусмотрено реле времени РВ, которое включает электромеханизм УТ-15 триммера только через 4 сек после возникновения усилия в проводке управления, соответствующего 10 кгм, что позволяет снимать усилия в проводке управления РВ в случае перебалансировки самолета.

Если по какой-то причине УТ-15 не включился в работу при возникновении усилий 10 кгм, то через 6 сек в БУТ-7 формируется сигнал отказа автотриммера. На УАТ-3 начинает мигать лампа отказа.

При этом:

а) автоматически отключается продольный канал АП с соответствующей сигнализацией (см п.10.1.2.2)

В БУТ-7 предусмотрено электрическое ограничение угла поворота триммера РВ

трмах = - 7 град ....+ 4град, что является функцией продольных балансировочных углов РВ на режимах полета при заходе на посадку.

Канал автотриммирования отключается:

А) Вручную:

а) при отключении режимов продольного канала АП;

б) в аварийном случае с помощью выключателя * Отключение триммера РВ *;

Б) Автоматически:

а) при автоматическом отключении режимов стабилизации и управления продольного канала АП;

б) при отказе автомата триммирования.

6.1.8 Режим стабилизации высоты * КВ *

Режим включается:

а) Предварительные условия включения - канал тангажа работает в режимах * Стабилизация *, и * Уход автоматический *.

Б) Непосредственно включается: нажатием кнопки * КВ * на ПУ-45

Сигнализация режима:

- загорается желтая лампа * КВ * на ПУ-45;

- загорается табло * КВ * на табло режимов;

Сигнализация режима * Стабилизация * сохраняется.

После включения режима:

- подключается с КВ-16 сигнал Н = Нз -Нт через БКД-1А на вход БУС-1 (см рис );

- в вычислителе БУС-1 формируется сигнал Н путем дифференцирования сигнала Н, и подключается сумматор вычислителя с задержкой 10 сек. Задержка необходима для исключения * заброса * РВ на время переходного процесса;

- включается в работу элементы устройства согласования канала тангажа для формирования фильтра - изодрома сигнала .

В вычислителе канала тангажа формируется закон управления:

в = - Кв (Нзад - Нтек) - Кв + Кв - Кв т- Кв+F(з), (6.5)

где:

- Нзад - Нтек - сигнал рассогласования с Н, формирующийся непосредственно в КВ-16;

- Кв (Нзад - Нтек) - управляющий сигнал по высоте;

- Кв - сигнал демпфирования по высоте, предназначен для улучшения динамических характеристик управления;

- Кв - сигнал демпфирования по тангажу, значение передаточного коэффициента по величине вдвое больше по сравнению с в режиме *Стабилизация*;

- - фильтр - изодром, обеспечивающий исключение возникновения статической ошибки по Н при действии на самолет постоянно действующего возмущения в вертикальной плоскости( на восходящий поток ветра );

- Кв - управляющий сигнал по тангажу, обеспечивающий демпфирование центра масс самолета на заданной траектории полета.

Основной задачей продольного канала АП в режиме * КВ * является выдерживание траектории полета в продольной плоскости, а не углового положения самолета. Датчиком информации о положении самолета относительно заданной траектории полета является КВ-16, который измеряет не только барометрическую высоту, но и отклонение от нее Н = Нз - Нт. Посредством этой информации АП выдерживает самолет на заданной высоте полета, за которую принимается высота Нз - высота на момент включения режима.

Однако из закона управления не исключается управляющий сигнал по

= зад - тек , который присутствовал в законе управления режима * Стабилизация *.

Необходимость использования этого сигнала разберем на примере.

Пусть самолет отклонился от заданной высоты полета на величину Н,( см рисунок ) .Разберем работу АП без учета работы сигналов по , ,F(з),т Закон управления в этом случае можно представить в виде:

в = - Кв (Нзад - Нтек) - Кв ( зад - тек), (6.6)

На высоте Нт1 РВ отклонится вниз под действием сигнала Н. Сигнал по нулевой, так как зад = тек. Самолет перейдет в снижение при этом изменяется значение тек. Сигнал по будет увеличиваться, причем его знак будет по отношению к сигналу по Н противоположным ( РВ на кабрирование ). При достижении значения сигнала по абсолютной величине равного сигналу по Н РВ вернется в исходное (балансировочное ) положение, так как

в = - Кв (Нзад - Нтек) - Кв ( зад - тек) = 0, (6.7)

На высоте Нт2 самолет снижается с постоянным углом , в = 0.

При дальнейшем снижении, на высоте Нт3 разность Н уменьшается и сигнал по Н становится уже меньше сигнала по . Под действием * преобладающего * сигнала по РВ отклонится на кабрирование, т е поворачивается вверх от балансировочного положения. Угол тангажа самолета начинает возвращаться к заданному, разность уменьшается и вновь наступает равенство сигналов по Н и .

В дальнейшем процесс повторяется, при этом уменьшается значение как по Н, так и по .

Таким образом, самолет плавно выходит на заданную высоту полета по оптимальной траектории, без колебаний и за кратчайшее время ( кривая 1). Это достигается использованием в законе управления сигнала по , который обеспечивает демпфирование центра масс самолета при стабилизации заданной траектории полета.

В случае использования в законе управления только сигнала по Н, т е при выходе самолета на Нз. Тогда бы процесс управления носил бы колебательный характер ( кривая 2).

Однако если на самолет действует постоянное возмущение в виде продолжительного вертикального порыва ветра ( восходящий поток ) при управлении самолетом в режиме стабилизации высоты появляется статическая ошибка в выдерживании заданной высоты полета. Для исключения этого нежелательного явления сигнал по в законе управления пропускается через фильтр - изодром работу которого разберем на примере.

Пусть самолет находится на заданной высоте полета Нз и включен режим стабилизации высоты. Продольный канал АП работает по закону управления:

в = - Кв (Нзад - Нтек) - Кв (зад - тек), (6.8)

В момент времени t ( см рис ) самолет попадает в восходящий продолжительный поток ветра U . В этот момент возникает приращение угла атаки , который вызовет прирост подъемной силы и момент прдольной статической устойчивости, стремящийся повернуть нос самолета вниз. Поскольку в момент времени t0 нет приращения высоты и угла тангажа ( = 0, =0 ), то АП на возмущение реагировать не будет.

Прирост подъемной силы также вызовет нарушение сил, действующих на самолет, траектория которого начинает искривляться вверх. По мере разворота самолета по тангажу ( участок t0 - t1 ) РВ будет отклоняться вверх пропорционально значению от АП, создавая момент , направленный встречно по отношению к возмущающему моменту.

За отрезок времени t0 - t1 - t2 происходит полная компенсация прирощения угла тангажа , РВ возвращается вновь в балансировочное положение, т е в =0. Прирост высоты за этот отрезок времени незначителен, поэтому не оказывает влияние на процесс управления. Фильтр - изодром также в работу не вступает, так как он фильтрует только постоянную составляющую значения , что может быть при достижении постоянного, установившегося значения уст.

В момент времени t2 приращение угла атаки АП полностью скомпенсировано, следовательно и скомпенсирован момент продольной статической устойчивости. Самолет вновь движется относительно набегающего потока с углом атаки, который был в момент времени t0 . Однако воздушный поток относительно поверхности земли движется с постоянной скоростью и направлен при этом вверх. Самолет , увлекаемый этим движением потоку приобретает вертикальную скорость относительно поверхности земли, следовательно, увеличивается высота, появляется сигнал Н.

На участке t2 - t 3 под действием сигнала по Н АП отклоняет РВ вниз (в ) самолет начинает изменять свое угловое положение, появляется приращение ,уменьшается угол атаки, уменьшается вертикальная скорость самолета, рост значения Н замедляется.

В момент времени t4 значение сигнала по достигается значения сигнала по Н ,по абсолютной величине, но знак сигнала Н, противоположен по знаку т е

Кв (Нзад - Нтек) = Кв ( зад - тек), (6.9)

РВ возвращается в балансировочное положение в =0, вертикальная скорость самолета относительно земли становится равной нулю. Самолет движется по траектории , параллельной траектории Нз с постоянным углом тангажа

уст зад (уст ) и ошибкой по высоте Нуст.

Без применения фильтра - изодрома сигнала по самолет бы продолжал полет с ошибкой по высоте Нуст вплоть до прекращения действия ветрового возмущения .

Фильтр - изодром работает следующим образом.

При достижении сигнала по постоянного установившегося значения

уст фильтр - изодром начинает уменьшать значение до нуля ( см рис )

Поэтому с момента времени t4 значение в законе управления начинается уменьшаться от значения уст до нуля, что нарушает равенство сигналов по и Н. Под действием преобладающего сигнала по Н АП вновь отклонит РВ вниз, переводя самолет в снижение ( участок t4 - t5 ). Поскольку значение вновь начнет изменяться, то фильтр - изодром прекратит свое действие, сигнал вновь увеличивается до значения, равного сигналу по Н. РВ вновь займет балансировочное положение ( момент времени t6 ). Самолет уменьшает высоту полета, приближаясь к заданной высоте полета Нз. В момент времени t6 фильтр - изодром вновь включается в работу, уменьшая значения уст . АП вновь отклоняет РВ и в дальнейшем плавно выводит самолет на заданную высоту полета (участок t8 - t9 ) .

Таким образом, применение фильтра - изодрома позволяет устранить статическую ошибку по высоте при действии на самолет постоянно действующего возмущения.

Режим стабилизации высоты отключается:

А) Вручную:

а) нажатием кнопок отключения на штурвалах летчиков;

б) отключением выключателя * Подг АП * на ПУ-45;

в) отключением выключателя * Прод * на ПУ-45;

При этом:

- гаснет кнопка-лампа * КВ * на ПУ-45 и табло *КВ * на табло режимов;

- в остальном вся сигнализация аналогична сигнализации ручного отключения режима * Стабилизация * продольного канала АП ( смотри п. );

г) отклонением рукоятки * Спуск - Подъем * на ПУ-45;

При этом:

- гаснет кнопка-лампа * КВ * на ПУ-45 и табло * КВ * на табло режимов;

- в остальном сигнализация аналогична включению режима * Управление * продольного канала;

д.) при включении режима * Глиссада - АЗП *

При этом:

- гаснет кнопка - лампа * КВ * на ПУ-45 и табло * КВ * на табло режимов;

- в остальном сигнализация соответствует включению режима * Глиссада - АЗП *.

Б) Автоматически:

а) при поступлении от СВК сигнала отказа продольного канала АП или отказа КВ-16.

При этом:

- гаснет кнопка-лампа * КВ * на ПУ-45 и табло * КВ * на табло режимов;

- в остальном сигнализация аналогична автоматическому отключению режима * Стабилизация * продольного канала АП.

6.1.9 Режим * Управления *

Предназначен для управления боковым и продольным движением самолета с помощью рукояток * Разворот * и * Спуск - Подъем * ПУ-45.

6.1.10 Работа бокового канала

Работа бокового канала АП обеспечивает выполнение координированных разворотов самолета при помощи отклонения рукоятки * Разворот * летчиком.

Режим может быть включен при работе бокового канала АП в режиме автоматического управления:

- * Стабилизация *;

- * ЗК *;

-* АП+ АНУ *;

- * СП - АЗП *.

Продольный канал АП может при этом работать в любом режиме автоматического управления или * Подготовка *

Режим включается нажатием на рукоятку * Разворот * и поворотом ее в сторону разворота.

Сигнализация режима соответствует сигнализации режима * Стабилизация * бокового канала АП.

После поворота рукоятки * Разворот * канал курса и крена переводится в режим * Управление *, при этом,

А ) В канале курса:

а) с блока связи БС-1 отключается сигнал . Блок связи переводится в режим *обнуления * сигнала ;.

б) на вход УП курса поступает сигнал задпу , значение и полярность которого пропорциональны соответственно углу поворота рукоятки * Разворот * и направлению вращения рукоятки от нейтрального положения ;

в) подается сигнал на отключение других режимов работы канала курса.

При этом формируется закон управления рулем направления: н = Кнуу + Кн(задпу - тек) + Кн ттек, где:

- задпу - сигнал заданного крена, формируемый в ПУ-45, пропорциональный углу поворота рукоятки * Разворот *.

Поворот рукоятки до первого фиксатора соответствует задпу = 15 град, до второго фиксатора задпу = 22,5 град.

При поступлении сигнала задпу РН отклоняется на величину пропорциональной разности задпу - тек , что создает момент, разворачивающий продольную ось самолета в сторону разворота. По мере увеличения крена самолета уменьшается разность задпу - тек и РН возвращается к своему нейтральному положению. Таким образом уменьшается угол скольжения, который может иметь место при развороте.

Кроме того, для исключения * вредного * влияния демпфера рыскания при развороте в законе управления предусмотрен сигнал Кнтек . При возникновении угловой скорости разворота у демпфер вырабатывает сигнал, отклоняющий РН в сторону, создания момента, который препятствует развороту, уменьшая у . Поэтому при выполнении разворота с постоянной угловой скоростью у величина сигнала Кнтек подбирается такой, чтобы скомпенсировать сигнал Кну у . Поэтому разворот самолета происходит без угла скольжения и с не отклоненным РН.

При возвращении рукоятки * Разворот * в нейтральное положение канал курса переводится в режим * Стабилизация *. Сигнал при этом подключается к БС-1 с задержкой времени 5....6 секунд.

Б) В канале крена:

- переключения аналогичны переключениям канала курса. Элероны отклоняются по закону управления:

э = - Кэ ( задпу - тек) + Кэхх , где:

- задпу - сигнал пропорциональный углу поворота рукоятки * Разворот *.

Таким образом, координированный разворот самолета происходит за счет совместной работы каналов крена и курса, посредством согласованных отклонений элеронов и руля направления от соответствующих рулевых машин.

6.1.11 Работа продольного канала

Работа продольного канала АП обеспечивает набор высоты или снижения самолета при отклонении рукоятки * Спуск - Подъем * пульта управления ПУ-45.

...