Путь-4МПА — Пилотажно-навигационная система

Статья под цифровой редакцией подготовлена: Орловым Геннадием Викторовичем (08.11.1965) — Советским выдающимся публицистом СССР — Прозаиком СССР — Историком СССР

Страницы:     [01]     [02]     [03]     [04]     [05]     [06]     [07]

Страна:    СССР.
Название:    Путь-4МПА.
Тип:    ПНС.
Самолёт:   Ил-18.
Создан:    ?
Завод:    ?
Отрасль:    Производство авиационной техники.

Путь-4МПА — Пилотажно-навигационная система. Предназначена для облегчения управления самолётом при стабилизации его центра масс на жёсткой пространственной траектории или выходе из неё.

Повествование

Пилотирование самолёта на маршруте и при заходе на посадку сводится к стабилизации его центра масс на некоторой заданной траектории. К таким траекториям относится равносигнальные зоны курса и глиссады системы посадки, траектории, задаваемые в пространстве с помощью радионавигационных и астроинерциальных систем, а также траектория заданной барометрической высоты.

Трудность пилотирования самолёта по заданной траектории с помощью обычных приборов состоит в том, что для удержания центра масс самолёта на траектории лётчик должен получать информацию от нескольких приборов, мгновенно анализировать эту информацию и, на основании анализа, принимать решение, как управлять самолётом, чтобы его центр тяжести двигался по заданной траектории  или выходил из неё оптимальным образом. В этом случае лётчик выполняет роль счётно-решающего устройства по сбору и обработке информации о положении самолёта в пространстве относительно заданной траектории.

Пилотажно-навигационные системы (далее ПНС) или системы директорного управления призваны облегчить пилотирование самолёта при полёте по заданной траектории. В этих системах информация собирается и обрабатывается вычислительным устройством. Обработанная информация выдаётся лётчику в готовом виде, как команды на управление самолётом, т. е. ПНС показывает в каждый момент времени, как надо управлять самолётом для его движения по заданной траектории. В результате пилотирования самолёта с помощью ПНС упрощается и сводится к удержанию командных стрелок в среднем положении.

ПНС имеют два канала — боковой и продольный. Боковой канал служит для управления положением центра масс самолёта в горизонтальной плоскости, а продольный — в вертикальной плоскости. ПНС могут использоваться и как самостоятельные системы, и как составные части систем автоматического управления самолётом. В первом случае лётчик вручную управляет самолётом по командам (δ_z, δ_н) ПНС (директорное управление). Во втором случае команды подаются в автопилот и управление самолётом на заданной траектории становиться автоматическим (рис. 1).

Рис. 1. Структурная схема директорного и автоматического управления

Решаемые задачи.

Система «Путь-4МПА» обеспечивает:

• автоматическое и директорное управление самолётом в режимах «Посадка» (заход на посадку по равносигнальным зонам курса и глиссады радиомаяков СП-50М или ILS, начиная с четвёртого разворота и до высоты 50 м) и «Навигация» (стабилизация на траекториях, задаваемых радиотехническими системами РСБН-2С и VOR);
• совмещённую индикацию основных параметров положения самолёта в пространстве и команд на управление самолётом;
• выдачу информации о неисправности системы «Путь-4МПА», радиотехнических систем навигации и посадки.

Для решения указанных задач система «Путь-4МПА» использует сигналы:

• курсовой системы КС-6, КС-8;
• центральной гировертикали ЦГВ-4;
• радионавигационной системы «Курс МП»;
• радиотехнической системы РСБН-2С;
• радиокомпаса АРК-11.

Комплектность системы «Путь-4МПА»

Основные технические данные

   1. Инструментальная точность системы:

• режим посадки боковой канал. Максимальные отклонения самолёта от равносигнальной зоны курсовых маяков СП-50М и ILS при полёте БПРС не превышает  ±25 м;
• режим посадки, продольный канал. Максимальное отклонение самолёта от равносигнальной зоны глиссадных маяков при полёте БПРС не превышает 7м выше и 4 м ниже равносигнальной зоны;
• режим навигации. Максимальное отклонение самолёта от траектории задаваемой радиотехническими средствами РСБН-2С И VOR на удалении 280 км от маяка при боковом ветре, соответствующему углу сноса 16°, и ошибке в выставке заданного курса ±2° не превышает ±3 км.

   2. При пилотировании самолёта по командным стрелкам система автоматически ограничивает угол крена самолёта до 18,3±3°.

   3. Угол подхода к оси ВПП в насыщенной зоне курсового маяка при раннем начале четвёртого разворота составляет 28,5±3°.

   4. Погрешности показаний приборов при нормальных климатических условиях (t=25±10°С, Р=750±30 мм рт. ст. и относительной влажности 65±15%):

   5. Время готовности к работе   не более 1 мин.

   6. Рабочий диапазон температур   от +50 до -60°С.

   7. Высотность   до 25000 м.

   8. Питание от источников:

• постоянного тока   27 В±10%;
• трёхфазного тока   36 В±5% 400 Гц-2%.

   9. Потребляемая мощность:

• от сети постоянного тока   не более 120 Вт;
• от сети переменного тока   не более 200 ВА.

10. Вес комплекта   не более 60 кг.

ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ СИСТЕМЫ ПО БОКОВОМУ КАНАЛУ

Параметры движения самолёта в горизонтальной плоскости. Рассмотрим взаимосвязь основных параметров движения самолёта в горизонтальной плоскости при заходе на посадку по системе СП-50М (ILS).

Самолёт в горизонтальной плоскости при переходе с одной заданной траектории на другую, как и при стабилизации на ней, управляется с помощью координированных разворотов. При координированном развороте выполняется условие (высотность   до 25000 м.):

1а.

которое устанавливает зависимость между линейной и угловой скоростью разворота и креном самолёта. При координированной развороте угловая скорость ω разворота самолёта равна скорости изменения курса ρψ. При малых кренах tg γ≈γ -, тогда

1.

т. е. скорость изменения курса ρψ при координированном развороте всегда пропорциональна крену γ.

Следовательно, наличия крена приводит к изменению курса самолёта, что в сою очередь, приводит к смещению центра масс в горизонтальной плоскости относительно заданной траектории.

Положение самолёта в горизонтальной плоскости относительно траектории посадки (оси ВПП) определяется с помощью курсовой системы КС-6 (КС-8) и радионавигационной системы «Курс МП».

Курсовая система изменяет курс самолёта ψ, который сравнивается с заданным в ручную курса оси ВПП ψ_з. В результате определяется отклонение ∆ψ продольной оси самолёта от оси ВПП (рис. 2).

Аппаратура «Курс МП» определяет угловое отклонение ε центра масс самолёта от равносигнальной зоны (оси ВПП) относительно курсового маяка КРМ.

Линейное отклонение Z самолёта от оси ВПП можно определить через угловое отклонение ε и дальность D до маяка:

Z=D siu ε.

2а.

Рис. 2. Заход на посадку с помощью ПНС.

При малых углах sin ε≈ε.

Тогда

Z≈Dε.

2.

Так как при выходе самолёта на ось ВПП дальность D изменяется мало, то можно допустить, что линейное отклонение Z пропорционально угловому ε. Производная линейного отклонения ρZ является скоростью приближения (удаления) самолёта к оси ВПП. Продифференцировав уравнение (2) для «Замороженной» дальности, получим

ρZ≈Dρε.

3.

Следовательно, производная углового отклонения ρε пропорциональна скорости приближения (удаления) самолёта к оси ВПП.

В свою очередь, скорость приближения зависит от скорости самолёта V и углах ∆ψ (при скорости и=0).

pZ=V₂=V sin ∆ψ

3а.

При малых углах sin ∆ψ≈∆ψ.

Тогда

pZ≈V ∆ψ

4.

Приравняв правые части (3 и 4) и продифференцировав их, получим 

Принцип действия

Для вывода самолёта по оптимальной траектории на ось ВПП и стабилизации его на сигналы, пропорциональные отклонения ∆ψ и ε, подаются в вычислитель В-12 системы «Путь-4МПА». В вычислителе В-12 из этих сигналов формируется сигнал заданного крена γ_з, т. е. того крена, который должен иметь самолёт исходя от отклонений ∆ψ и ε, чтобы с разворотом выводить на ось ВПП по оптимальной траектории. Вычислительный заданный крен γ_з сравнивается в усилителе У-20Н с истинным креном самолёта γ. Если истинный крен не равен заданному, то возникает команда по крену -δz=γ±γ_з, которая индицируется на пилотажном приборе ПП-1ПМ. Выполняя команду, лётчик задаёт самолёту крен, равный заданному γ_з. Командная стрелка прибора ПП-1ПМ устанавливается в нулевое положение, а самолёт движется по оптимальной траектории выхода на ось ВПП. По мере приближения к оси ВПП отклонение ∆ψ и ε уменьшаются, что приводит к уменьшению заданного крена γ_з. При этом истинный крен γ становиться больше заданного γ_з и возникает команда δ_z обратного знака, выполняя которую лётчик уменьшает крен самолёта. Так по мере приближения к оси ВПП самолёт выходит из крена. После выхода самолёта на ось ВПП с помощью команд происходит стабилизация центра масс самолёта на этой оси.

Таким образом, в вычислителе В-12 системы «Путь-4МПА» в любом положении самолёта вычисляется оптимальная траектория выхода его ось ВПП. Оптимальная траектория вычисляется в виде заданного крена, и лётчику в каждый момент времени указывается, как надо управлять самолётом, чтобы его центр масс двигался по вычислительной траектории.

Анализ закона управления

Как отмечалось, сигнал команды по крену δ_z формируется путём сравнения сигналов заданного γ_з и истинного крена γ:

δ_z=t(γ ± γ_з),

5.

где t — коэффициент пропорциональности.

Сигнал истинного крена γ снимается с ЦГВ-4. Сигнал заданного крена формируется в вычислителе В-12 путём алгебраического сложения сигналов ε, ρε, ∆ψ, ρψ с нужными порциями.

Сигнал ε поступает с аппаратуры «Курс МП» и является основным сигналом, указавающим положение центра масс самолёта относительно заданной траектории (оси ВПП). Полярность его зависит от направления, а величина — от величины углового отклонения самолёта от оси ВПП (рис. 3).

Рис. 3. Движение самолёта при пропорциональном управлении

При плоскопараллельном уходе самолёта с оси ВПП для его возвращения на неё необходимо задать самолёту крен в сторону оси ВПП тем больший, чем больше отклонение ε. Следовательно, заданный крен γ_з должен быть пропорциональным отклонению самолёта от оси ВПП , т. е.

γ_ε=R_εε,

Где R_ε — коэффициент пропорциональности.

если сигнал заданного крена γ_з будет формироваться только из сигнала ε, то будет осуществляться пропорциональное управление, которое имеет следующие недостатки:

недостаточная жёсткость стабилизации самолёта на заданной траектории, так как команда возникает после значительного отклонения;

выход самолёта на заданную траекторию всегда сопровождается затухающими колебаниями относительно неё.

Для устранения этих недостатков при формировании заданного крена, кроме сигнала ε, используется его производная рε.

В этом случае заданный крен

γ_ε=R_εε+R_рεрε,

где R_рε — коэффициент пропорциональности (необходимая порция).

Сигнал рε пропорционален скорости удаления (приближения) самолёта к оси ВПП и опережает основной сигнал ε. Сигнал рε возникает при перемещении самолёта в секторе курса КРМ. При выходе самолёта за сектор курса сигнал рε равен нулю.

[01]     [02]     [03]     [04]     [05]     [06]     [07]