Шаблоны Joomla 2.5 здесь: http://joomla25.ru/shablony/

Системы автоматического и полуавтоматического управления летательных аппаратов

Автоматическое управление высотой полета

 

 

Автоматическое управление высотой полета в общем случае требует связанного управления аппаратом, т.е. одновременного воздействия на руль высоты и тягу двигателей. Однако, если допустить, что скорость полета выдерживается постоянной (например, с помощью АТ), то можно в первом приближении рассматривать автономную систему управления высотой полета с помощью руля высоты.

При автоматическом управлении высотой полета главным сигналом в законе управления САУ будет сигнал отклонения от заданной высоты. Однако состав сигналов и структура законов управления могут быть различными в зависимости от типа самолета и возможностей бортового оборудования.

Непосредственное отклонение руля высоты осуществляется пилотажным контуром САУ. При этом заданный сигнал для этого контура формируется траекторным контуром. Если в качестве управляемого параметра пилотажный контур использует угол тангажа, то законы формирования заданного тангажа могут иметь следующий вид:

clip_image694;      (6.   )

clip_image696;   (6.   )

clip_image698.   (6.    )

Если в закон управления пилотажного контура САУ с ЖОС clip_image184[3] подставить значение заданного тангажа в соответствии, например, с выражением (6.  ), то отклонение руля высоты можно представить соотношением

clip_image701.      (6.     )

В полученном законе управления основным управляющим сигналом в контуре стабилизации высоты является сигнал, пропорциональный ошибке выдерживания высоты. Сигнал, пропорциональный углу тангажа, обеспечивает демпфирование колебаний большого продольного движения, а пропорциональный угловой скорости тангажа – демпфирование колебаний малого продольного движения. Сигналы, пропорциональные производной высоты полета и углу наклона траектории, способствуют повышению демпфирования большого продольного движения.

Для маневренных самолетов в качестве управляющего параметра во внутреннем контуре используют перегрузку (а не тангаж). В этом случае внешний контур САУ формирует сигнал заданной избыточной перегрузки аналогично (6.    )…(6.     ).

Рассмотрим динамику выхода самолета на заданную высоту при работе САУ по закону (6.    ).

 Предположим, что высота полета самолета меньше заданной. Тогда руль высоты отклонится на кабрирование пропорционально рассогласованию. Возникнет продольный момент, который вызовет вращение самолета на увеличение угла атаки и угла тангажа. При увеличении угла атаки увеличится подъемная сила. В результате чего самолет переходит в набор высоты с увеличением угла наклона траектории. По мере приближения к заданной высоте сигнал рассогласования уменьшается, а сигнал тангажа увеличивается. В некоторый момент времени они сравняются. Руль высоты в этой точке вернется в нейтральное положение. При дальнейшем движении сигнал, пропорциональный углу тангажа, становится больше сигнала, пропорционального рассогласованию по высоте. Руль высоты отклоняется на пикирование. Угол атаки начнет уменьшаться, появится отрицательный прирост подъемной силы, а траектория начнет искривляться вниз.

Таким образом, при отсутствии сигнала, пропорционального углу тангажа, процесс возвращения самолета к заданной траектории будет колебательным.

В САУ могут быть реализованы режимы стабилизации как барометрической так и истинной (геометрической) высоты. В качестве измерителей отклонения барометрической высоты полета от заданной используются так называемые корректоры высоты КВ - 11, КВ – 16 или корректор-задатчик высоты КЗВ. Измерение истинной высоты осуществляется с помощью радиовысотомеров.

 

 Динамические свойства системы "САУ – самолет" в режиме стабилизации высоты полета

 

Динамические свойства системы "САУ – самолет" во многом зависят от закона управления, реализованного в САУ. Для определенности полагаем, что пилотажный контур управляет углом тангажа, а траекторный - формирует заданный сигнал в соответствии с законом (6.   ). Будем считать, что пилотажный контур мгновенно отрабатывает заданный угол тангажа, т.е. всегда выполняется равенство clip_image703. Возможность принятия данного допущения связано с тем, что время регулирования при управлении тангажом, как правило, на порядок меньше, чем при управлении высотой полета.

Для анализа динамических свойств и расчета передаточных коэффициентов необходимо определить передаточную функцию clip_image705. Для вывода воспользуемся следующими соотношениями:

clip_image707

clip_image709;

clip_image711;                                                                   (6.    )

clip_image703[1];

clip_image713.


Структурной схеме соответствует следующая передаточная функция

clip_image721.        (6.    )

Анализ передаточной функции (6.    ) позволяет сделать следующие выводы:

 

динамические свойства контура стабилизации высоты полета при принятых допущениях описываются звеном второго порядка;

коэффициент демпфирования контура стабилизации определяется как собственными свойствами самолета, так и передаточным числом clip_image723;

собственная частота контура определяется скоростью полета, производной подъемной силы по углу атаки и коэффициентом clip_image724;

при отсутствии внешних возмущений текущая высота равна заданной, т.е. статическая ошибка отсутствует.

Для расчета передаточных коэффициентов clip_image723[1] и clip_image724[1] можно воспользоваться методом стандартных коэффициентов.