- •Часть 2
- •6. Типовые схемы локальных су боковым движением самолета
- •Тема 6. (10 ч., срс 4 ч.)
- •6.1. Уравнения бокового движения самолёта
- •Остальные обозначения – стандартные.
- •6.2. Упрощенные модели бокового движения.
- •6.3. Статическая система стабилизации угла крена
- •Н а рис. Ниже показана расчетная структурная схема системы
- •6.4. Астатическая система стабилизации угла крена
- •6.4. Су заданным углом курса
- •6.4.1. Су заданным углом курса (плоский разворот самолета)
- •6.4.2. Су заданным углом курса (управление разворотом через крен)
- •Тема 7. (4 ч., срс 2 ч.)
- •7. Типовые схемы су высотой полета самолета
- •7.1. Система стабилизации высоты полета самолета с внутренним перегрузочным контуром
- •7.2. Система стабилизации высоты полета самолета с внутренним контуром тангажа
- •Тема 8. (4 ч., срс 2 ч.)
- •8. Типовые схемы су полетом по заданной линии пути
- •8.1. Система стабилизации бокового смещения центра масс самолета
- •Тема 9. (4 ч., срс 2 ч.)
- •9. Типовые схемы су скоростью полета
- •9.1. Автомат тяги
- •9.2. Директорное управление рычагом управления двигателем
- •Тема 10. (10 ч., срс 4 ч.)
- •10. Типовые схемы су заходом на посадку и посадки
- •10.1. Система управления продольным движением самолета при заходе на посадку
- •10.2. Система директорного управления заходом на посадку
- •10.3. Система управления боковым движением самолета при заходе на посадку
7.2. Система стабилизации высоты полета самолета с внутренним контуром тангажа
Преимущество: отпадает необходимость дифференцирования сигнала ошибки Hзад–Н и система замыкается по сигналу с надежного датчика – гировертикали, практически лишенного запаздывания. Недостаток – худшая эффективность парирования ветровых возмущений.
Полагая, что скорость полета самолета постоянна (стабилизируется автоматом тяги) линеаризованные уравнения продольного движения самолета можно записать в виде (С9=0):
(4.12)
Где:
1 – уравнение сил;
2 – уравнение моментов;
3, 4 – кинематические уравнения.
Из системы уравнений (4.12) можно получить ПФ:
(4.13)
(4.14)
(4.15)
Разделив ПФ свободного самолета (4.13) и (4.14), выразим z через ny:
, (4.16)
Разделив ПФ (4.15) и (4.13), выразим соответственно H через z:
(4.17)
Это позволяет представить структурную схему системы стабилизации высоты с самостоятельным контуром стабилизации угла тангажа в виде:
ПФ замкнутой системы стабилизации угла тангажа имеет вид:
(4.18)
где:
(4.19)
Знаменатель ПФ (4.19) можно представить в виде произведения двух сомножителей:
.
Как показывают расчеты при реальных значениях KZ в первом приближении можно принять:
T1 T.
При этом допущении выражение (4.18) упрощается:
(4.21)
Где
(4.22)
С учетом приближенного выражения (4.21) ПФ разомкнутой системы стабилизации высоты примет вид:
(4.23)
Передаточный коэффициент KH выбирают из условия, чтобы частота среза АЧХ (4.23) располагалась левее граничной частоты , а именно:
(4.24)
В этом случае АЧХ (4.23) приближенно будет равна:
(4.25)
Тогда с учетом ( 4.24) получим выражение для определения
Функциональная схема канала РВ СУH (4.25) имеет вид:
где ГВ – гировертикаль;
ДУС – датчик угловых скоростей;
КВ – корректор высоты;
ЭГРП – электрогидравлический рулевой привод.
Структурная схема системы стабилизации высоты полета с контуром стабилизации угла тангажа, построенным на базе перегрузочного контура, представлена на рис. ниже:
Тема 8. (4 ч., срс 2 ч.)
8. 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 max = 15 – 20)