Диссертация (Динамика цифровых резервированных асинхронных многотактных систем управления магистральных самолетов), страница 7

В первуюочередь, это защита самолета от сваливания, от превышения VD при экстренномснижении, от касания поверхности ВПП хвостовой частью, крылом илимотогондолой при взлете и посадке. Также для перспективных самолетовтранспортной категории актуальными становятся задачи ограничения угловтангажа, крена и скольжения.Поэтому дистанционные системы управления перспективных самолетовтранспортной категории включают следующие функции ограничения:− алгоритмическое ограничение угла атаки заданной величиной max;− алгоритмическоеограничениенормальнойперегрузкизаданнымиминимальным и максимальным значениями ny min  ny  ny max;− алгоритмическое ограничение приборной скорости полета и числа Мвеличинами V  VD и M  MD;− алгоритмическое ограничение углов тангажа и крена в полете;− алгоритмическая защита от касания хвостовой частью фюзеляжа, крылом имотогондолой поверхности ВПП на взлетно-посадочных режимах;− автоматическое ограничение угла отклонения руля направления взависимости от приборной скорости Vприб.Функциипредупреждения.Функциипредупрежденияобеспечиваютпредупреждение экипажа о приближении к границе эксплуатационной области поосновным параметрам полета.

Дистанционные системы управления включаютследующие функции предупреждения:35− автоматическоепредотвращениенепреднамеренногопревышенияэксплуатационного диапазона углов атаки величиной сигн;− автоматическоепредотвращениенепреднамеренногопревышенияэксплуатационного диапазона скорости полета и числа М путемповышения устойчивости по скорости при V > VМО и M > MМО;− автоматическоепредотвращениенепреднамеренногопревышенияэксплуатационного диапазона углов крена путем повышения спиральнойустойчивости при ||  min;− автоматическоепредотвращениеэксплуатационногодиапазонанепреднамеренногоугловтангажапревышенияминимальнымимаксимальным значениями min    max путем повышения устойчивости.Крометого,дистанционныесистемыуправлениямогутвключатьследующие функции, повышающие безопасность полета:− автоматическое увеличение тяги двигателей на режимах, близких ксваливанию;− автоматическое снижение реакции самолета по крену на отклонениепедалей вблизи земли.Функции комфортного управления.

Функции комфортного управленияобеспечивают высокий уровень удобства управления. К ним относятся:− автоматическая балансировка самолета в продольном канале;− стабилизация углового положения самолета при отсутствии вмешательствалетчика в управление;− автоматическое парирование возмущающих моментов, возникающих приотказе двигателя;− компенсациявозмущающихмоментовприизмененииположениямеханизации крыла и тяги двигателей;− автоматическая координация самолета в вираже;− автоматический выпуск интерцепторов и воздушных тормозов дляторможения самолета при пробеге и прерванном взлете.361.4 Алгоритмы, реализующие функции ЦСДУ1.4.1 Продольный канал управленияРеализация перечисленных выше функций управления и ограничения снеобходимой точностью диктует применение интегрального закона управления впродольном канале.

Использование интегрального закона управления по сигналамнормальной перегрузки, угловой скорости тангажа, углу атаки, а также поскорости полета позволяет:− обеспечить заданные статические характеристики управляемости X вn ,yРв y , а также X в , Рв с необходимой точностью;n− реализовать эффективное предупреждение о приближении к границеэксплуатационной области по углу атаки, перегрузки, скорости полета,числу М, углу тангажа;− обеспечить жесткое алгоритмическое ограничение угла атаки заданноймаксимальнойвеличинойmax,нормальнойперегрузкизаданнымиминимальным и максимальным значениями ny min  ny  ny max и скоростиполета V и числа М;− реализовать автобалансировку в продольном канале.Обеспечение характеристик устойчивости и управляемости. Основысовременного подхода к разработке требований и формированию характеристикустойчивостииуправляемостиГ.В.

Александрова,заложеныГ.И. Загайнова,вработахЮ.Ф. Шелюхина,Г.С. Бюшгенса,Ю.И. Диденко,О.Ю. Алашеева, Ю.Г. Живова, А.Н.Митриченко и др. [1–4, 24–33].Современныемагистральныесамолеты,какправило,имеютнеудовлетворительныесобственные характеристики устойчивости и управляемости. В эксплуатационнойобласти режимов полета основным управляемым параметром продольногодвижения является приращение нормальной перегрузки ny. Управляющийсигнал летчика формируется в виде заданной перегрузки ny зад, которую должнаотработать система управления. Сигналом летчика может быть либо сигналдатчика усилий, приложенных летчиком к рычагу управления (штурвальной37колонки или боковой ручки управления (БРУ), либо сигнал датчика перемещенийрычагауправления.Смещениерычагауправленияотбалансировочногоположения Хв – Хв бал трактуется как необходимость вывести самолет на заданноезначение нормальной перегрузки.

При реализации функции автоматическойбалансировки на современных самолетах в качестве балансировочного положениярычага управления принято нулевое положение Хв бал = 0. Поэтому заданнаяперегрузка определяется как отклонение штурвальной колонки (или БРУ) отнейтрального положения с учетом заданного значения градиента:n y зад Xвn.X в y задВ СДУ современных самолетов транспортной категории для обеспечениязаданных характеристик устойчивости и управляемости в эксплуатационнойобласти режимов полета используются сигналы обратных связей по перегрузке иугловой скорости тангажа. Блок-схема контура обеспечения устойчивости иуправляемости представлена на рис.

1.3. В общем виде закон формированиясигнала отклонения руля высоты можно представить как:в  в пр  в поз  в  ,где:в пр – прямой сигнал управления,в поз – позиционный сигнал управления,в  – интегральный сигнал управления.Прямая связь формируется как прямой сигнал управления летчика в пр  Rш  n y зад  Rш Xвn.X в yзадИспользование интегральных связей по сигналам угловой скорости тангажаz и нормальной перегрузки ny в принципе позволяет обеспечить заданныйградиент управляемости X вn даже без прямого сигнала управления  в пр .

Однакоyпри этом задача обеспечения удовлетворительных динамических характеристикстановится трудновыполнимой.38Рисунок 1.3 – Управление рулем высоты39Поэтому необходим сигнал прямого управления в пр, который долженгрубо, с некоторой степенью приближения, обеспечить заданный градиентуправляемости X вn , а сигнал интегральных связей в  обеспечит необходимуюyточность.

Чем точнее сигнал прямого управления в пр обеспечит заданныестатические характеристики,темпроще будетобеспечитьнеобходимыединамические характеристики. Для того чтобы самолет вышел на заданноезначение нормальной перегрузки, необходимо отклонить руль высоты отбалансировочного положения в бал на величину: в   в y  n y зад ,nгде  вn – градиент перемещения руля высоты на единицу перегрузки.yКоэффициент Rш регулируется таким образом, чтобы обеспечить равенствоRш   в y . Для регулировки Rш в современных системах используют сигналыnбалансировочногоположениястабилизатора,истиннойскоростиVист,положение закрылков з, положение предкрылков пр: Rш  f (,  з ,  пр ,Vист ,...) .Позиционная связь  в поз   n поз    познеобходима для обеспечениязаданных динамических характеристик системы «самолет + СДУ».

Имеемпозиционнуюсвязьпоприращениюнормальнойперегрузки n поз  K n y п  (n y  Wп ( s)  n y зад )  Wn у п ( s) , где Wп(s) – динамическое звено (какправило, апериодический фильтр), учитывающее запаздывание реакции самолетана прямое управляющее воздействие. Заданному значению ny зад будетсоответствовать заданное значение угловой скорости тангажа  z зад  n y зад g / V(при  = 0).

Поэтому для сигнала позиционной связи по угловой скорости тангажасправедливо:   поз  K  z п  ( z  Wп ( s )  n y зад g / V ) .Интегральная связь в  позволяет получить в установившемся режимезаданное значение нормальной перегрузки ny = ny зад с необходимой точностьюи тем самым обеспечить заданные статические характеристики X вn  X вn зад .yy40Сигнал в включает интегральный сигнал по перегрузке и угловой скороститангажа n и интегральный сигнал по углу атаки n.

Для сигнала n имеемвыражение:K n s( n    ),где: n  K n y   (n y  W ( s )  n y зад ),g   K z    z  W ( s)  n y зад ,VW(s)–динамическоезвено(обычноапериодическийфильтр–W(s) = 1/(Ts + 1), учитывающее запаздывание реакции самолета на прямоеуправляющее воздействие.Дляобеспеченияудовлетворительныхстатическихидинамическиххарактеристик параметры позиционных и интегральных связей Kny п, Kz п, Kny иKz, изменяются по режимам полета (приборная скорость, число Маха,положение механизации).Алгоритм автобалансировки. Значительный вклад в разработку алгоритмабалансировкивинтегральныхсистемахуправленияивисследованиеустойчивости по скорости самолета с интегральной системой управления внеслиЮ.Ф.