Диссертация (Динамика цифровых резервированных асинхронных многотактных систем управления магистральных самолетов), страница 8

Шелюхин, Ю.И. Диденко, В.К. Святодух, В.А. Григорьев, О.Л. Волошин иС.Я. Наумов [1, 30, 44–45]. Алгоритм автобалансировки (рис. 1.3) формируетинтегральный сигнал управления в на руль высоты и сигнал управлениястабилизатором, таким образом, чтобы в установившемся режиме полетабалансировкасамолетаосуществляласьстабилизаторомпринейтральномположении руля высоты.Входным сигналом данного блока является сигнал интегральных связей n.Выходными сигналами являются интегральный сигнал управления рулем высотыв и сигнал управления стабилизатором  , который пропорционален скоростиперемещения стабилизатора.41Режимавтобалансировкиосуществляетсявстабилизаторомпределахвключается,эксплуатационнойеслиполет(  сигн;областиV(сигн) < V < VМО; М < ММО), и при этом приращение нормальной перегрузки|ny с|  0,2.

В этом режиме сигнал управления рулем высоты в стремится кнулевому значению, а стабилизатор движется к балансировочному положению.Как только интегральный сигнал управления рулем высоты в по модулю станетменьшевеличиныстабилизаторА1,сигналостанавливаетсяуправленияистабилизаторомдальнейшаяобнуляется,балансировкасамолетаосуществляется рулем высоты в пределах изменения сигнала в  А2. Прив  А2 вновь активируется сигнал управления стабилизатором.Алгоритм стабилизации угла тангажа. В современных автоматическихсистемахуправления(автопилотах)включенрежимтакназываемогосовмещенного управления.

Принципы и алгоритмы совмещенного управленияугловым положением самолета разработаны в работах Ю.Ф. Шелюхина,Ю.А. Бориса, В.А. Тунцева и др. [1-2]. Под совмещенным управлениемпонимается автоматический переход на режим стабилизации (как правило,углового положения самолета) при прекращении вмешательства летчика вуправление. Однако этот режим может быть активирован только при включенномавтопилоте. Совмещенный режим заметно повышает комфорт управления.Поэтому в последнее время этот режим стали включать и в алгоритмы системыручного управления. В современных СДУ, как правило, присутствует функциястабилизации углового положения самолета при отсутствии вмешательствалетчикавуправление.Блок-схемазаконастабилизацииуглатангажапредставлена на рис. 1.3.

Так как основным управляющим сигналом врассмотренной выше системе управления рулем высоты является заданнаяперегрузка ny зад, то для стабилизации угла тангажа необходимо сформироватьсигнал ny зад  на основе ошибки  =  – зад, например, в виде:ny зад  = K.Для обеспечения нулевой статической ошибки в закон стабилизации углатангажа целесообразно ввести интегральную составляющую:421n y зад    K   K   .sВключение и отключение режима стабилизации угла тангажа осуществляютпо факту вмешательства летчика в управление. Факт вмешательства летчика вуправление определяется по смещению рычага управления из нейтральногоположения.

При возврате рычага управления в нейтральное положение ивыполнении условия |Хв| < Хв пор в течении времени 1 заданное значение углатангажа зад фиксируется, вырабатывается признак стабилизации Ct = 1 исистема переходит в режим стабилизации зафиксированного угла тангажа.Стабилизация угла тангажа осуществляется только в эксплуатационнойобласти полета. При выходе из эксплуатационной области режим стабилизацииотключается, вырабатывается признак Ct = 0 и система переводится в режимманеврирования. Режим стабилизации отключается также при наличии сигналаобжатия шасси (ШО = 1) или сигнала включения автопилота (АП = 1).Ограничение угла тангажа в полете. Основы алгоритмов ограниченияуглатангажаразработанывработахЮ.Ф.

Шелюхина,Ю.И. Диденко,В.Н. Космачева, Л.В. Лишиной, П.В. Кузьмина и др. [1-2, 25, 46]. Ограничениеугла тангажа в полете в СДУ современных самолетов транспортной категорииосуществляется, как правило, за счет включения дополнительной обратной связипо углу тангажа. Одним из возможных способов включения дополнительнойобратной связи по углу тангажа является ограничение заданного значения углатангажа зад в алгоритме стабилизации угла тангажа, как это показано на рис.

1.3:огрзад min  зад maxпризад  min ,при min  зад  max ,призад  max .При невмешательстве летчика в управление алгоритм стабилизации углатангажа обеспечивает выдерживание заданного значения угла тангажа с учетомограничений min    огрзад  max и угол тангажа будет находиться в пределахmin    max .

При вмешательстве летчика в управление и при min    max43заданное значение угла тангажа принимается равным текущему значению ,сигнал стабилизации обнуляется     огрзад  0 и система переходит в режимманеврирования, отрабатывая сигналы летчика.В случае выхода угла тангажа за установленные ограничения min или maxпри управлении летчиком появляется обратная связь по углу тангажа    огрзад  0 , которая препятствует увеличению угла тангажа при  max(или уменьшению при   min ). Это ограничение не является жестким,допускается выход за заданные пределы.Алгоритм ограничения нормальной перегрузки.

Основы алгоритмовограничения нормальной перегрузки разработаны в работах Г.С. Бюшгенса,Ю.Ф. Шелюхина, Ю.И. Диденко, В.К. Святодуха, О.Ю. Алашеева, Ю.Г. Живова,А.Н.Митриченкоидр.[1–4, 25–28, 31–34, 39–42].Представленныйвышеинтегральный закон управления рулем высоты обеспечивает в установившемсярежимевыдерживаниезаданнойнормальнойnу зад = nу.перегрузкиОграничение нормальной перегрузки предусматривает формирование заданногозначения нормальной перегрузки так, чтобы при предельных отклонениях рычагауправлениязаданныезначениянормальнойперегрузкисоответствовалимаксимальным значениям.

Желаемый вид статической характеристики Xв(ny)представлен на рис. 1.4. В пределах диапазона перемещений рычага управленияХв сигн  Xв  Хв0обеспечиваетсязаданныйградиентуправляемостиnnX в y  X в yзад (Vпр ) , который обеспечивает хорошие характеристики управляемости,а за его пределами максимальному отклонению рычага управления «на себя»Хв = Хв minсоответствуетмаксимальномувыходотклонениюсамолетарычаганаперегрузкууправления«отny = nу max,себя»аХв = Хв maxсоответствует выход самолета на перегрузку ny = nу min.Функцию предупреждения о приближении к границе эксплуатационнойобласти по нормальной перегрузке (ny доп) можно реализовать путем заметногоувеличения усилий на рычаге управления при отклонении рычага управления «насебя» на величину Хв сигн.

Примерный вид зависимостей Рв = (ny) приведен нарис. 1.4.44Рисунок 1.4 – Статические характеристики по нормальной перегрузкеАлгоритм ограничения угла атаки. Алгоритм ограничения угла атакиреализуется путем включения дополнительных интегральных связей по углуатаки [1–4, 24–29, 39–42]. Параметры алгоритма ограничения настраиваютсятаким образом, чтобы при максимальном отклонении рычага управления «насебя» Хв = Хв min самолет не смог превысить заданный максимальный угол атакиmax.

Заданный максимальный угол атаки принимается, как правило, max  s, гдеs – угол атаки сваливания, который определяет границу предельной области поуглу атаки.45Блок-схема алгоритма ограничения угла атаки представлена на рис. 1.3.Дополнительные интегральные связи по углу атаки включаются при углеатакивк  сигн,сигн–уголатаки,которыйопределяетграницуэксплуатационной области по углу атаки. В дальнейшем примем вк = сигн.Для интегрального сигнала по углу атаки справедливо:    [ K ш  ( X в   X в сигн )    ]  K   ,где0      сигнпри    сигн ,при    сигн .Коэффициент передачи Kш формируются таким образом, чтобы обеспечитьвыход самолета на угол атаки max при отклонении рычага управления «на себя»до упора Хв = Хв min.

Здесь величина Хв сигн соответствует положению рычагауправления «на себя», при котором самолет достигает границы эксплуатационнойобласти по углу атаки (  сигн).Функция F(n, ) формируется таким образом, что в эксплуатационнойобласти углов атаки при   сигн имеем F(n, ) = n, при увеличении углаатаки от сигн до max доля сигнала n уменьшается, а доля сигнала увеличивается и при  = max функция F(n, ) = .

Фактически эта функцияреализует плавное переключение с ограничения перегрузки на ограничение углаатаки и наоборот, аналогично тому, как это принято в технологии нечеткойлогики («Fuzzy Logic»). В результате формируется статическая зависимость Xв(),которая представлена на рис. 1.5. Для улучшения динамических характеристикнеобходимо в дополнение к интегральной связи подключение позиционнойобратной связи по углу атаки. Позиционная обратная связь по углу атаки  позподключается при  > л, где л – угол атаки начала аэродинамической «ложки» вхарактеристике mz(), либо начала «выполаживания» зависимости су(), гдеослабевает обратная связь по перегрузке.46Рисунок 1.5 – Статические характеристики по углу атакиИмеем:  поз  K п   л ,где 0 л     лпри    л ,при    л .Алгоритм ограничения скорости полета. Функция предупреждения опревышении скорости полета величиной VМО (ММО) и ограничения скорости47величиной VD (МD) формируется за счет включения дополнительных обратныхсвязей по скорости при V > VМО и числу M при M > MМО:v = KvVпр,0ΔVпр  Vпр  Vmaxпри Vпр  Vmax ,при Vпр  Vmax ,м = KмМ,0ΔМ  М  М MOεε vм   vε мМаксимальнаяскоростьпри М  М MO ,при М  М MO ,при ε v  ε м ,при ε v  ε м .зависитотположениямеханизацииVmax = (зак, пр).Сигнал vм включается в контур управления рулем высоты (рис.