Принципы построения САУ ЛА.

В настоящее время все космические и дальние околоземные полеты осуществляются с помощью высокопрецизионных (обладающих высокой точностью) и надежных бортовых систем автоматического управления (САУ). Бортовые САУ включают в себя гироскопические приборы, навигационную систему и автопилот. Примеры задач, возлагаемых на САУ: полет самолета в заданный пункт назначения, стыковка искусственных спутников Земли, посадка межпланетного корабля на Луну и др.

В процессе управления ЛА обеспечивается заданная расчетами кинематика его движения, учитывающая изменение параметров движения во времени. Для того чтобы координаты λ , ϕ , h, а также углы тангажа ϑ , крена ɣ и курса ψ , определяющие кинематику движения (см. тему 4), изменялись во времени в соответствии с заданной программой, необходимо действовать на ЛА определенными силами и моментами. В качестве них используют силы и моменты, развиваемые двигателем,  соплами и маховиками, аэродинамические силы, а также магнитные моменты. Для формирования и реализации заданных сил и моментов, действующих на ЛА, в процессе управляемого полета необходимо:                                                                                                                                      1). С помощью приборов измерять координаты и другие параметры, определяющие кинематику движения.                                                                                                                                                            2). Задавать желаемую программу изменения кинематических параметров во времени.                     3). Постоянно сравнивать между собой фактические и заданные значения этих кинематических параметров, т.е. определять их отклонения от заданных значений в силу случайных процессов, происходящих, например, в атмосфере.                                                                           4). Формировать силы и моменты, устраняющие данные отклонения    ( ∆ ɣ, ∆ ϑ, ∆ ψ, ∆ V).

7.2. Управление движением ЛА. При движении ЛА управление им осуществляется в основном      с помощью аэродинамических сил и моментов. Их образование связано с возникновением подъемной силы и геометрией крыла.

Представим симметрично обтекаемое тело ЛА, движущееся в воздушном потоке со скоростью V, так что направление вектора скорости совпадает с осью его симметрии. При этом возникает аэродинамическая сила F_R , направленная в сторону, противоположную скорости V, и называемая полным аэродинамическим сопротивлением.

                                                        V                                                 F_R                         ось симметрии

 

Если скорость V симметричного тела образует с осью его симметрии угол атаки α , то полное аэродинамическое сопротивление движению ЛА резко возрастает по величине и изменяет свое направление:                                                                 F_Z         F_R

                                                                 α

                                                        V                                                 F_X                                       

                                                          центр массы тела

Сила полного аэродинамического сопротивления   F_R  при этом получает две составляющие, одна из которых F_X направлена по вектору скорости V и является сопротивлением, а другая F_Z – перпендикулярна ему и называется подъемной силой. Тела, для которых отношение F_Z / F_X намного больше единицы, называются крыльями.

В горизонтальном полете с постоянной скоростью V сила тяжести G уравновешивается подъемной силой F_Z, а сопротивление F_X – силой тяги Р_ДВ авиационного двигателя. Помимо преодоления силы тяжести подъемная сила F_Z используется для управления ЛА и зависит от формы крыла и его профиля, угла атаки α , числа М, плотности воздушных масс и т.д. Рассмотрим аэродинамические силы и моменты, зависящие от формы и профиля крыла, т.е. при отклонении рулей и элеронов.

 

1). При отклонении руля высоты на угол δ , равный углу атаки руля высоты α _РВ, возникает подъемная сила руля высоты F_РВ , которая на плече ℓ _РВ создает момент вокруг оси руля (точка О₁ )

ось симметрии                                                                                                                            ℓ РВ

.

FZ

                                                                                   F _доп    

MРВ

                    ϑ   V        α                        M_Y                  

         плоскость горизонта                                               F_УПР        

                                                     О                    G                            О₁                       δ

                                                                                                L                             F_РВ                                        

Этот момент называется шарнирным моментом руля высоты и равен:                 M_РВ = F_РВ ·ℓ _РВ.

Чтобы руль высоты удерживался под углом δ , со стороны пилота, бустера или машины автопилота (имитирующей действия ручки управления) в противоположном направлении шарнирному моменту создается сила управления F _УПР , равная механической тяге руля Р_Т.

Помимо собственного шарнирного момента руль высоты на плече L также создает аэродинамический момент вокруг центра масс самолета (точка О ), равный:   M_Y = F_РВ · L  .           Этот момент поворачивает самолет вокруг его поперечной оси Y (направленной перпендикулярно чертежу) и изменяет угол атаки α . На крыльях и фюзеляже самолета образуется  дополнительная подъемная сила F _доп, еще более противодействующая силе тяжести G. В результате самолет поворачивается вокруг поперечной оси Y еще на некоторый дополнительный угол, сумма которого с углом α составит угол тангажа ϑ .

ось Z

2). Управление движением самолета вокруг продольной оси Х осуществляется путем отклонения элеронов – элементов крыльев самолета. В процессе управления элероны правого и левого крыльев отклоняют в противоположные стороны.

ɣ

MX

F Э

                                                            F_Z · cos ɣ           F_Z

                     ось Y

FZ · sin ɣ

плоскость горизонта

F Э

G

направление кажущейся вертикали

На рисунке показан случай, когда элерон правого крыла отклоняется вниз, создавая на крыле аэродинамическую силу F _Э , а элерон левого крыла отклоняется вверх, создавая такую же силу в противоположном направлении. В сумме эти силы образуют аэродинамический момент М_Х , действующий вокруг продольной оси самолета Х.

При наклоне оси Z на угол крена ɣ подъемная сила F_Z получает составляющие F_Z · cos ɣ и F_Z · sin ɣ , последняя из которых даст скорость поворота. При соответствующей величине подъемной силы (путем изменения угла атаки α ) можно осуществить правильный вираж – плавный разворот самолета в горизонтальной плоскости без скольжения на крыло.

Управление движением.

7.3.1. Стабилизация крена. Рассмотрим структурную схему канала стабилизации крена АСУ или автопилота крена:

МГВ

ДУС

УУ

РМ

ДОС

I ОС

dδ Э /dt

dɣ /dt

δ Э

I ГВ

I ДУС

I

 

Здесь датчиком крена является малогабаритная гировертикаль (МГВ), а датчиком угловой скорости крена d ɣ / dt – ДУС. Их сигналы   I _ГВ и I _ДУС алгебраически складываются на входе усилителя (УУ) с сигналом I_ОС датчика обратной связи (ДОС), установленного на рулевой машине (РМ):   I_ГВ + I_ДУС - I_ОС = I (с некоторым коэффициентом усиления). Изменение угла поворота элеронов при этом на входе системы будет происходить с периодической коррекцией во времени d δ _Э/ dt.

7.3.2. Управление продольным движением самолета несколько отличается от управления креном. Это объясняется тем, что малейшее изменение режима продольного движения самолета вызывает существенное изменение подъемной силы, вследствие чего резко изменяется траектория полета. Так, при отклонении руля высоты d δ _В/ dt создается момент М _Y вокруг поперечной оси самолета Y, который изменяет угол атаки α и приводит к резкому изменению величины подъемной силы F_Z. Кроме того, при полете на больших углах атаки возможно попадание стабилизатора (с расположенным на нем рулем высоты! ) в область резкого срыва воздушного потока с его поверхности, что приводит к потере продольной устойчивости. Для предупреждения этого опасного явления предусмотрены специальные автоматические устройства.                                                                                                                                                   Автопилоты продольной стабилизации разделяют на два вида:                                              1). Автопилоты, влияющие в основном на движение центра масс ЛА. Эти автопилоты усиливают естественные свойства ЛА, стремящегося сохранить неизменную скорость полета, и уменьшают перегрузки, возникающие при «болтанке».                                                        Их чувствительными элементами являются датчик воздушной скорости и измеритель продольных ускорений. А исполнительными механизмами – автоматы тяги, воздействующие через «секторы газа» с помощью заслонок на величину тяги авиационного двигателя.                                  2). Автопилоты, стабилизирующие или подавляющие угловые движения ЛА. Помимо угловых колебаний и крена, эти автопилоты также подавляют фугоидные колебания ЛА при его продольном движении (фугоидное колебание или движение ЛА – это периодические отклонения его от прямолинейного движения, связанные, например, с изменением скорости восходящих воздушных масс, т.е. появлением «воздушных ям»).                                                         Стабилизация угловых колебаний сводится к уже известной задаче стабилизации крена или курса. А стабилизация продольного или фугоидного движения заключается в изменении угла атаки с помощью руля высоты, т.е. к увеличению или к уменьшению подъемной силы. Их чувствительными элементами являются гироскопические датчики угловых скоростей.                                      Помимо рассмотренных выше элементов оперения крыльев самолета, для ускорения управлением и процессов стабилизации применяют механизацию крыла. Это – дополнительные элементы непосредственного управления подъемной силой крыла (а именно, непосредственного воздействия на обтекающий его воздушный поток): носовые щитки крыла, интерцепторы, закрылки с быстродействующим приводом. На авиалайнерах кроме этого устанавливаются перекачивающие водяные системы, обеспечивающие неподвижность центра масс самолёта.

7.3.3.  Стабилизация на заданной высоте. В качестве датчиков, определяющих отклонение самолета от заданной высоты, в отличие от предыдущих автопилотов, применяют высотомер или статоскоп (датчик изменения) высоты.                                                                                                                       В высотомере ход анероидных коробок пропорционален изменению высоты полета (см. лекции по авиационным приборам). По аналогии с предыдущими примерами сигнал обратной связи в автопилоте преобразуется рулевой машиной в отклонение руля высоты. Например, в потенциометрическом датчике следящей системы автопилота ползунок поворачивается на угол, пропорциональный высоте полета, также как и сигнал, снимаемый с этого датчика.

12345Следующая ⇒

Поделиться: