Путь-4МПА — Пилотажно-навигационная система (стр.-2)

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]

С удаление от оси ВПП знак рε совпадает со знаком основного сигнала ε, а при приближении — противоположен ему (рис. 4).

Если под действием возмущения самолёт начинает плоскопараллельно удаляется от оси ВПП, то возникающие сигналы ε и рε будут одного знака. В результате сигнал заданного крена γ_з формируется раньше, а следовательно, раньше будет выдаваться лётчику команда по крену δ_z, выполняя которую лётчик накреняя самолёт в сторону возмущения. Возникающая при этом боковая сила компенсирует возмущение и отклонение самолёта от оси будет меньшим.

Рис. 4. Уравнение с использованием производной

Следовательно, использование производной рε для формирования γ_з приводит к тому, что команда по крену δ_z выдаётся лётчику с упреждением, а это способствует более жёсткой стабилизации самолёта на заданной траектории (оси ВПП).

Если под действием больших кратковременных возмущений произойдёт плоскопараллельное отклонение от оси ВПП, то из сигналов ε и рε сформируется заданный крен γ_з и команда по крену δ_z, после выполнения которой самолёт начинает разворачиваться в сторону оси ВПП и приближаться к ней. При этом возникает производная рε обратного знака, которая будет вычитаться из основного сигнала ε.

С приближением к оси ВПП сигнал ε уменьшается и в какой-то точке 1 станет равным по абсолютному значению сигналу производной рε. Произойдёт компенсация этих сигналов. Сигнал заданного крена γ_з будет равен нулю

(γ_з=R _ε ε—R_рε рε).

В точке 1 лётчику выдаётся команда на вывод самолёта из крена. Так как за время разворота самолёт занял положение под углом к оси ВПП, то он с нулевым креном продолжает приближаться к ней. Сигнал ε уменьшается и сигнал рε становится больше сигнала ε. Возникает заданный крен γ_з и команда по крену δ_z обратного знака, выполняя которую лётчик до выхода самолёта на ось ВПП создаёт необходимый крен в противоположную сторону и самолёт плавно вписывается в линию оси ВПП.

Сигнал ε, поступающий с аппаратуры «Курс МП», содержит в своём составе сигналы помех (за счёт радиопомех). При дифференцировании сигнала ε эти помехи возрастают, поэтому в сигнале рε уровень помех увеличивается.

Помехи приводят к колебаниям стрелки командного прибора, что затрудняет, а в ряде случаев делает невозможным пилотирование самолёта.

Для уменьшения помех сигнала ε и рε применяют фильтры, в качестве которых используются апериодические (инерционные) звенья:

Фильтры такого типа хорошо пропускают постоянные или медленно изменяющиеся во времени полезные сигналы и плохо — быстроменяющиеся сигналы помех. Подавление помех или снижение их уровня тем лучше, чем больше постоянная времени звена Т, но в этом случае будут запаздывать и полезные сигналы. Так как уровень помех в сигнале рε во много раз больше, чем в сигнале ε, то по сигналу рε вводится дополнительный фильтр.

Наличие фильтров в составе вычислителя приводит к запаздыванию сигнала γ_з, а следовательно, и команды δ_z, что приводит искажению траектории следования на ось ВПП. При этом самолёт на ось ВПП выводится не по оптимальной траектории. Для устранения этого недостатка в вычислитель подаются сигналы, компенсирующие запаздывание.

Рис. 5. Выполнение четвёртого разворота

Таким компенсирующим сигналом может быть сигнал γ или эквивалентный ему сигнал рψ (1). Лучше подавать сигнал рψ, так как при подаче сигнала крена могут возникать статические ошибки, вызываемые неточной установкой ЦГВ-4. В этом случае при нулевом крене с ЦГВ-4 снимается ложный сигнал, для компенсации которого необходим сигнал ε. Самолёт будет двигаться параллельно заданной траектории.

Таким образом, при использовании компенсирующего сигнала рψ заданный крен будет определяться

γ_з=R_ε ε+R_рε рε+R_рψ рψ,

где R_рψ — коэффициент пропорциональности.

Сигнал ∆ψ, пропорциональный отклонению продольной оси самолёта от оси ВПП (заданной траектории), используется при формировании γ_з для выхода самолёта с точки четвёртого разворота на ось ВПП. Тогда

γ_з=R_ε ε+R_рε рε+R_рψ рψ,+R_∆ψ ∆ψ,.

В точке 1 четвёртого разворота самолёт ещё находится за пределами сектора курса (но в секторе излучения), поэтому сигнал ε максимальный и не изменяется, в результате его производная рε равна нулю. Сигнал ∆ψ на четвёртом развороте имеет большую величину так как отклонение самолёта от оси ВПП составляет 90°. Сигнал рψ=0, так как в точке четвёртого разворота курс самолёта не меняется (рис. 5).

Если на четвёртом развороте (в точке 1) сигнал γ_з будет формироваться только из сигнала ε имеет такой знак, что лётчику будет выдаваться команда делать крен от ВПП. После выполнения такой команды самолёт будет разворачиваться в противоположную от ВПП сторону (пунктир).

Рис. 6. Полёт с боковым ветром

Для создания на четвёртом развороте (в точке 1) крена в сторону ВПП сигнал γ_з формируется путём вычитания из сигнала ε большего сигнала ∆ψ. При этом заданный крен γ_з и команда δ_z будут нужного знака.

После выполнения команды самолёт, начиная от точки 1 будет разворачиваться в сторону ВПП. При этом отклонение от заданного будет уменьшаться и при угле отклонения, близко к 28°,5, сигнал ∆ψ по абсолютному значению станет равным ограниченному сигналу ε и они скомпенсируют друг друга. Сигнал заданного крена γ_з будет равен нулю и в точке 2 лётчику выдаётся команда, после выполнения которой самолёт выравнивается из крена и под углом 28°,5 к оси ВПП продолжает приближаться к ней. Угол 28°,5 называется углом прохода самолёта к оси ВПП. В точке 3 самолёт входит в сектор курса и возникает сигнал производной рε, за счёт которого формируется сигнал заданного крена γ_з. Возникает команда δ_z на крен от оси ВПП. После выполнения команды самолёт по оптимальной траектории  выходит на ось ВПП. В момент выхода самолёта на ось ВПП сигналы ε, рε, рψ, ∆ψ будут равны нулю.

При заходе на посадку с боковым ветром самолёт плоскопараллельно отклоняется от оси ВПП (рис.6). За счёт возникших сигналов ε и рε лётчику выдаётся команда, после выполнения которой самолёт разворачивается в сторону оси ВПП. Возникает отклонение от заданного курса ∆ψ. При отклонении ∆ψ, равном углу сноса УС, самолёт прекратит отклонение от оси ВПП. Сигнал рε=0, а сигнал ε скомпенсирован сигналом ∆ψ, так как они противоположного знака. В этом случае γ_з=0 и лётчику выдаётся команда на вывод самолёта из крена, хотя самолёт и не вышел ещё на ось ВПП.

В дальнейшем центр масс самолёта будет двигаться параллельно оси ВПП, т. е. возникает статическая ошибка стабилизации центра масс самолёта относительно оси ВПП, которая всегда пропорциональна боковой составляющей скорости ветра.

После окончания переходного процесса центра масс самолёта будет двигаться по оси ВПП, а его продольная ось будет отклонена от оси ВПП (заданного курса) на угол ∆ψ=УС. Вектор путевой скорости W совпадает при этом с осью ВПП.

Таким образом, для устранения статических ошибок сигнал ∆ψ имеет зону нечувствительности в пределах ±28°,5. При этом закон формирования заданного крена γ_з в общем виде будет иметь следующее выражение:

γ_з=R_ε ε+R_рε рε+R_рψ рψ,+F_∆ψR_∆ψ ∆ψ,.

Чтобы самолёт при заходе на посадку не сделал крен больше допустимого, заданный крен γ_з ограничивается в пределах ±18°,5 ограничителем F.

Для обеспечение угла подхода самолёта ±28°,5 сигнал ε ограничивается в диапазоне ±2°,2.

Учитывая передаточные функции звеньев (фильтров) вычислителя, заданный крен определяется

6.

где   передаточная функция четвёртого блока (звена) вычислителя, на котором алгебраически суммируются все сигналы; F — ограничитель заданного крена;

       передаточная функция третьего блока (звена), который является дополнительным фильтром для сигналов рε; F _{ε, ∆ψ} — ограничитель сигналов ε и ∆ψ.

Зона нечувствительности по сигналу ∆ψ образуется путём вычитания двух одинаковыв сигналов ∆ψ, один из которых ограничивается на ограничителе F _{ε, ∆ψ}.

Рис. 7. Структурная схема бокового канала (левый полукомплект).

Закон управления бокового канала в режиме «Посадка» имеет следующие выражение:

7.

В режиме «Навигация» закон управления имеет вид:

8.

?де УС — угол сноса самолёта; Rус — коэффициент передачи угла сноса.

В режиме «Навигация» (VOR, СРП, азимут) так же, как и в режиме «Посадка», основным сигналом для формирования команды δ_z является сигнал ε отклонение от заданной линии пути, выдаваемой аппаратурой «Курс МП». Сигнал ∆ψ в этом режиме используется вместо эквивалентного ему сигнала рε (3, 4). Сигнал угла сноса УС, выдаваемый системой НАС-1А6К, используется для коррекции, так как наличие сигнала ∆ψ в законе управления вызывает возникновение статических ошибок при боковом ветре.

Структурная схема формирования закона управления

Структурная схема бокового канала (левый полукомплект) представлена на (рис. 7). Сигнал ε отклонения самолёта от равносигнальной зоны курса (оси ВПП) поступает с аппаратуры «Курс МП» (РСБН-2С) в комбинированный блок БК-5, где производится его линейное усиление. С выхода блока БК-5 сигнал ε попадает на левый и правый вычислители В-12 и автопилот АП-6Е или АП-6ЕМ-ЗП.

В вычислителе В-12 сигнал -- подаётся через ограничитель F ε на 4-ый блок и одновременно на дифференцирующее звено  на котором формируется сигнал произвольной рε. Сигнал рε через 3-й блок, является фильтром, подаётся также на 4-ый блок.

Сигнал курса самолёта ψ поступает от курсовой системы КС-6 (КС-8) и попадает в прибор НКП-4, в котором он сравнивается с установленным вручную заданным курсом ψ_з. В результате сравнения образуется сигнал, пропорциональный отклонению самолёта от заданного курса (∆ψ₁=ψ_з±ψ).

Сигнал ∆ψ₁ подаётся в вычислитель В-12, где он поступает на 4-ый блок, на ограничитель F ∆ψ и на дифференцирующее звено  С ограничителя F ∆ψ сигнал ∆ψ₂ ограниченный в пределах ±28°,5, подаётся на 4-ый блок, где он суммируется с обратным знаком с сигналом ∆ψ₁. Так как порции двух сигналов ∆ψ1, ∆ψ₂ одинаковы, а знаки противоположны, то пока не наступило ограничение второго сигнала, они компенсируют на выходе 4-го блока результирующий сигнал ∆ψ равен нулю.

При ∆ψ>28°,5 с ограничителя на 4-ый блок поступает неизменный сигнал ∆ψ₂, а сигнал ∆ψ₁, поступающий непосредственно на 4-ый блок, будет увеличиваться вплоть до ∆ψ=90°.

В результате больших отклонениях (∆ψ>28°,5) сигнал ∆ψ поступает на 4-ый блок В-12, что обеспечивает выполнение четвёртого разворота  по стрелке командного прибора. При малых отклонениях (∆ψ>28°,5) сигнал ∆ψ на 4-ый блок не подаётся и за счёт этого обеспечивается устранение статической ошибки. вызванной боковым ветром.

Сигнал ∆ψ₁, поступающий на дифференцирующее звено  , дифференцируется на нём для получения сигнала производной рψ. Сигнал рψ через 3-ый блок подаётся на 4-ый блок В-12.

На 4-ом блоке путём алгебраического суммирования сигналов ε, рε, рψ и ∆ψ формируется сигнал заданного крена γ_з.

После ограничения на ограничителе F в пределах ±18°,5 сигнал γ_з подаётся на вход 5-го канала усилителя У-20Н, где он сравнивается с сигналом текущего (истинного) крена γ, поступающего с ЦГВ-4 через блок БК-5. Разность сигналов γ_з и γ как сигнал команды по крену δ_z с выхода 5-го канала У-20Н подаётся в пилотажный прибор ПП-1ПМ для отклонения вертикальной стрелки командного прибора.

При автоматическом управлении сигнал заданного крена γ_з постоянного тока после ограничения подаётся также в блок связи БС-3, где преобразуется в сигнал переменного тока, который подаётся в боковой канал автопилотов АП-6Е или АП-6ЕМ-ЗП.

ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ СИСТЕМЫ ПО ПРОДОЛЬНОМУ КАНАЛУ

Параметры движения самолёта в вертикальной плоскости.

Построение структурной схемы управления самолётом, а также принцип использования системы для продольного канала остаются такими же, как и для бокового канала. Однако специфика движения самолёта в вертикальной плоскости накладывает свои особенности на выбор закона управления.

Стабилизация самолёта на глиссаде или заданной высоте производится за счёт изменения подъёмной силы, управляющей вес самолёта. Подъёмная сила Y (1) зависит, в свою очередь, помимо массовой плотности ρ и площади несущих поверхностей S, от воздушной скорости V и угла атаки а. При увеличении или уменьшении их в определённых пределах будет соответственно увеличиваться или уменьшаться подъёмная сила самолёта Y. При этом нарушается равенство между подъёмной силой Y и весом самолёта G и он будет отклоняться вверх или вниз от заданной траектории.

При постоянной воздушной скорости самолёта для снижения и набора высоты по траектории, наклонённый к горизонту под каким-то углом, необходимо, чтобы самолёт определённый угол атаки (рис. 8). 

Так как на самолёте до последнего времени не было измерителей угла атаки а, а есть измерители угла тангажа ϑ, то угол атаки определяется из соотношения ϑ=θ±а.

Для удержания самолёта на заданной траектории в вертикальной плоскости лётчик контролирует угол тангажа (атаки) самолёта.

Рис. 8. Движение самолёта по глиссаде.

Рис. 9. Движение самолёта на глиссаде.

С помощью аппаратуры «Курс МП» определяется отклонение ξ центра масс самолёта от глиссады (рис. 9) отклонение Н центра масс самолёта от глиссады может через угловое ξ и дальность D:

H=D sin ξ.

Учитывая малые угловые отклонения самолёта от глиссады, можно записать 

H≈Dξ.

9.

Изменение линейного отклонения H во времени является скоростью приближения (удаления) самолёта к глиссаде. Продифференцировав уравнение (9) для «Замороженной» дальности, получим

рН=Е рξ.

10.

Следовательно, скорость приближения (удаления) самолёта к глиссаде пропорциональна к производной рξ сигнала ξ снимаемого с аппаратуры «Курс МП».

Скорость сближения к глиссаде рН можно определить также из зависимости (см. рис. 9):

рН=V₂=V_о sin ϑ.

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