Типовые схемы СУ полетом по заданной линии пути
Заданная линия пути есть проекция заданной траектории полета на земную сферу. В общем случае она представляет собой ломаную линию, соединяющую заданные точки маршрута – исходный пункт маршрута, промежуточный и конечный пункт маршрута. Координаты пунктов маршрута заводятся в БЦВМ навигационного комплекса.
В управлении боковым движением можно выделить две типовые операции – стабилизацию заданной линии пути (очередного отрезка между пунктами маршрута) и смену направления движения, осуществляемую в окрестности промежуточного пункта. Основными требованиями, предъявляемыми к системе управления являются:
- процесс выхода самолета на заданную траекторию должен быть монотонным;
- система стабилизации бокового смещения должна быть астатической при ветровых возмущениях;
- максимальная величина угла крена при маневрах должна быть ограничена (обычно gmax = 15 – 20°)
Назначение – устранение бокового смещения DZ с использованием координированного разворота (разворота с креном без скольжения). Для ликвидации (или уменьшения) скольжения, а также демпфирования колебаний по рысканию используется руль направления.
|
|
При исследовании координированного (b = 0) или близкого к координирован-ному (Ðb мал) развороту применяется система уравнений:
(где yВ – угол сноса – характеризует действие бокового ветра), которой соответствует структурная схема; .
Т.е. связь между движением по крену и боковым смещением характеризуется приближенной ПФ:
В зависимости от величины бокового смещения в системе траекторного управления формируется сигнал заданного угла крена, который поступает на вход системы стабилизации угла крена. Структурная схема системы стабилизации бокового смещения представлена на рис. ниже:
uде Wкy(S) – ПФ корректирующего устройства (КУ), определяющего закон формирования gзад. Пренебрегая динамикой привода, ПФ статической системы стабилизации угла крена можно записать в виде:
(4.26)
где:
Тогда ПФ разомкнутого контура стабилизации бокового смещения примет вид:
Для обеспечения структурной устойчивости (демпфирование колебаний) в закон формирования gзад необходимо вводить сигнал производной
(4.27),
который может быть получен с использованием инерциальной навигационной системы при полете по маршруту или путем реального дифференцирования сигнала курсового радиомаяка (при заходе на посадку и при посадке).
Таким образом, ПФ КУ примет вид:
(4.28)
Соответственно ПФ разомкнутого контура
(4.29)
Выбор передаточных коэффициентов Kz; KVz производят из условий обеспечения требования, чтобы частота среза разомкнутого контура находилась на участке ЛАЧХ с наклоном –20 дБ/дек и при этом выполнялось условие:
|
|
;
Так как выражение для частоты среза имеет вид:
,
получаем следующие формулы для определения Kz; KVz:
.
Из структурной схемы рис.4.10 находим ПФ (для упрощения полагаем ):
(4.30)
. (4.31)
Из ПФ (4.30) и (4.31) видно, что в конце переходного процесса, вызванного боковым порывом ветра, боковое смещение обращается в 0 (система астатическая), а
(4.32)
Т.е. самолет движется по заданной траектории, развернувшись по курсу на величину угла сноса.
Получение путем дифференцирования сигнала DZизм сопровождается увеличением уровня помех (см. рис.):
что неизбежно сказывается на точности стабилизации заданной траектории. Трудности, связанные с получением сигнала , можно обойти, если использовать в законе формирования gзад сигнал отклонения самолета от заданного курса:
(4.33)
Структурная схема системы стабилизации боковым смещением с законом (4.33) показана ниже.
Недостатком такого закона управления является наличие статической ошибки стабилизации бокового смещения (система статическая), определяемой из ПФ
(для (4.34)
и равной: .
Так, что при постоянной скорости бокового ветра самолет летит параллельно заданной траектории. При этом величина отклонения самолета от заданной траектории прямо пропорциональна передаточному числу по курсу и обратно пропорциональна передаточному числу по величине бокового смещения.