Лекция №28. Режим Приведение к горизонту (Лекции по дисциплине "Динамическое проектирование систем стабилизации летательных аппаратов")

Режим «приведение к горизонту»Режим «приведение к горизонту» обеспечивает вывод самолета излюбого пространственного положения в горизонтальный полет.Включается специальной кнопкой «ПГ», расположенной на ручкеуправления. При включении этого режима все остальные режимыавтоматического управления отключаются.Из перевернутого положения режим «приведение к горизонту»проводится в три этапа:1. Из перевернутого положения самолет выводится в углы крена  80 0 , происходит стабилизация угла тангажа  и разворот по крену врамках законов управления:1  cos   к ( зад   тек )   Z Z  k;cos 2.После  к ( зад   тек )   X  Xвыполнения условия 80 0происходитодновременное приведение к нулевым углам крена и наклона траектории(  зад  0; зад  0 ) по законам управления:  к (   )   Z  Z  k1  cos cos  ;  к ( зад   тек )   X  X ;   0003.

Включается при   7 и  5    15 с выдержкой времени 15с,которая необходима для более точного выдерживания условия  зад  0 и зад   тек , и осуществляется автоматическая стабилизация курса ивысоты в рамках законов управления:1  cos   к (   )   Z  Z  k H ( H зад  Н тек )  kcos  ;кэ( зад  тек )  к    X  X .Тк р  1Т.к. сигнал      эквивалентен производной от высоты полетаH , стабилизация высоты выполняется с хорошим качеством благодарясигналу демпфирования.Осциллограмма выполнения режима «Приведение к горизонту»Полет по маршруту в вертикальной плоскостиПри маршрутном полете обеспечиваетсяавтоматическийпрограммный набор высоты с последующей стабилизацией либозаданной высоты, либо заданной скорости полета.В основу программы набора высоты заложено требование наборавысоты за минимальное время.

Для каждого значения высоты самолетдолжен развивать максимально допустимую скорость, котораявычисляется программным устройством.Пример программного набора высотыВ режиме стабилизации скорости заданная перегрузка формируетсяв виде:n y зад  k MT1 p  11  cos ( M зад  M тек )  kстT2 p  1cos Форсирующий фильтр ( T1  T2 ) позволяет получить производную посигналу ошибки, что улучшает качество процессов по скорости.Набор высоты продолжается до выполнения условия H сход  H ЗВ .Высота H ЗВ устанавливается летчиком, после чего по команде «Сход наНзад» автоматика переключается на режим стабилизации высоты.Заданная перегрузка при этом формируется в виде:n y зад  k H ( H ЗВ  H тек )  k  kст1  cos cos Упреждение в переключении H сход  H ЗВ предотвращает выброс повысоте.Если установлена высота H ЗВ , которую самолет достичь не может,производится выход на максимально возможную высоту, а затемсовершается полет «по потолкам» с автоматической стабилизацией числаМаха.Стабилизация заданной линии путиWЗЛП ( p ) Z ( p)g 2 ( p) pБоковое смещение Z отсчитывается относительно заданной линиипути, состоящих из отрезков прямых, задаваемых ППМ (поворотныйпункт маршрута), поэтому Z зад  0 .

На угол крена при этомнакладывается ограничение  3   max .Структурная схемаg / p2k1k (T p  1)RZ ( p) (k Z Z  k  Z )  Z ZTZ  Z,гдеZTp  1Tp  1kZДифференцирование текущих сигналов приводит к возникновениюпомех в тракте управления и последующей проблеме фильтрации этихпривнесенных помех. Можно заменить операцию дифференцированияоперацией интегрирования, поставив эту операцию в обратную связь:KZ1pKФ( р)  К Z (1 1K1T p 1)  K Z (1  Z )  K Z ZT TK1K Tp  1Tp  1 , где ZZpT11TZ  T иK1 K KZZЕсли требуется соотношение TZ  T , то:KZВ этом случае Ф( р)  К Z (1 1K1T p 11)  KZ ZTZ  T или.K1K Tp  1KZZpЕсли считать рулевой привод идеальным, то передаточная функциязамкнутой системы стабилизации крена будет иметь вид: ( p )1W ( p)  2 2, 3 ( p ) T p  2 T p  1а передаточная функция разомкнутого контура примет вид:WZ ( p ) K Z (TZ p  1)p (T2 p 2  2  T p  1)2Для определения параметров передаточной функции достаточнопридерживаться следующих рекомендаций:- частота среза  ср разомкнутой системы должна находиться научастке ЛАХ с наклоном -20дБ/дек;- должны соблюдаться условия:11 0,1TZT;41 ср  0,5TZT; ср  gK ZОтсюда:TZ  10T ;40,5 K ZgTZgTK; KZ ZTZПри выполнении маршрутного полета по заданным ППМ возникаетвторая задача: выхода на заданную линию пути.

Выход на ЗЛПпроизводится при боковых отклонениях Z  1км . При этом ввычислитель КСУ подается сигнал  зад , обеспечивающий выход на ЛЗПпо кратчайшему расстоянию с учетом расчетного радиуса разворота прикрене 350.Переход отсчета с одного отрезка на другой производится супреждением, чтобы происходило плавное без перерегулированиявписывание траектории полета в заданную трассу.

Для плавноговписывания самолет должен пойти по окружности с радиусомV2. Сопряжение двух отрезков 1 и 2 при условии, что разворотg sin  maxначинается при линейном упреждении разворота (ЛУР), равномV 2 (1  cos  ) (1  cos  ) g sin  maxСхема плавного сопряжения отрезков заданной линии путиПрирешениизадачивыходаназаданнуюлиниюпутиограничиваются не только сигналы заданного крена, но и Z , и Z . Этиограничения обеспечивают разворот с максимальным креном втребуемую сторону.Например:V  200 м / с;   450 ; Z m  500 м;  Z  150 м / с; К Z  0,05град / м; К   0,5Zградм/сV 2 (1  cos  ) 4670 мЛУР:g sin  maxВ момент начала разворота Z 0  4670 м  Z 0  V sin   140 м / c .

Навходнелинейногоэлементапокренупоступаетсигнал   K Z Z m  K  Z  0,05  500  0,5 140  450 .ZСхема формирования сигнала заданного кренаПри автоматизации маршрутного полета по сигналам системынаведения осуществляется выход самолета в навигационную точку.При этом рассчитывается заданный курс  зад . Тогда сигнал заданногоКЭкрена формируется в виде  зад  Т р  1 ( зад  тек ) , а закон управленияимеет вид:  к ( зад   тек )   X  X в диапазоне углов крена 70 |  | 800э КЭТ р  1( зад  тек )  К    К  Х  Х при|  | 70 , |  | 400.