СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ ЦЕНТРА МАСС ВОЗДУШНОГО СУДНА

Автоматическое управление движением центра масс (ЦМ) воздушного судна (ВС) является разновидностью системы автоматического управления, наряду с управлением угловым положением и перегрузкой. Однако управление ЦМ является более современным методом. Траекторное управление – иное название управления центром масс самолета.

Траекторное управление самолетом заключается в решении таких задач, как:

– установление необходимой траектории полета;

– стабилизация движения ВС по этой траектории.

Существует несколько методов управления ЦМ: путевой, курсовой и маршрутный. В некоторых случаях может применяться комбинация этих методов.

Путевой метод заключается в повороте вектора путевой скорости на заданный поворотный пункт маршрута (ППМ) из любого исходного положения самолета. При использовании данного метода воздушное судно выходит на заданную точку по самому короткому расстоянию.

Курсовой метод – разновидность путевого метода без учета угла сноса. При данном методе производится ориентация ПОС (продольной оси самолета) в сторону заданной точки. Одна из отличительных особенностей этого метода – «радиодромия» – траектория, по которой движется центр масс. Основное отличие радиодромии заключается в том, что вследствие ветра ВС уходит от ЛЗП, соединяющей различные навигационные точки. По этой причине воздушное судно приходится регулярно корректировать по курсу в направлении ППМ. Угол коррекции на небольшом расстоянии от заданной точки стремительно меняется. Поэтому на заданном удалении от пункта назначения сигнал заданного курса фиксируется.

Главным недочетом этих двух методов управления является отсутствие режима автоматического возвращения ВС на ЛЗП вследствие случайных или намеренных отклонений. Поэтому использование данных методов не позволяет вывести ВС на точку с заданного направления.

Другим методом является маршрутный метод. Принцип этого метода заключается в том, что зная координаты двух поворотных пунктов, определяется линия заданного пути (ЛЗП), воздушное судно выходит на ЛЗП и продолжает лететь по ней.

Управление ВС производится только лишь по линейному боковому уклонению (ЛБУ), которое вычисляется по известным формулам независимо от применяемой системы координат (СК), в которой выполняется полет.

По следующей формуле можно рассчитать линейное боковое уклонение при применении общей СК:

 (1),

где  (2);

  (3);

 (4);

 – предвычисленные координаты центра масс самолета.

При использовании ортодромической СК, используя следующие выражения, можно определить координаты центра масс ВС:

 (5);

 (6); 

Данный метод управления позволяет выполнять полет по ЛЗП и осуществлять выход на поворотный пункт с определенного направления.

В итоге, управление движением ЦМ при полете по маршруту заключается в решении следующих задач:

– определение текущих координат воздушного судна;

– формирование сигнала управления, зависящего от величины линейного бокового уклонения от ЛЗП;

– выполнение этих сигналов;

– вывод ВС на ЛЗП.

Рассмотрим работу системы автоуправления движением ЦМ в горизонтальной плоскости. Изначально формируется сигнал для смены ЛЗП. Пусть новая ЛЗП будет располагаться с левой (по направлению движения) стороны по отношению  предшествующей. Сигнал рассогласования, пропорциональный отклонению, поступает в САУ, где определяется значение линейного бокового уклонения центра масс ВС от ЛЗП.

При возникновении управляющего сигнала о том, что линейное боковое уклонение положительное (т.к. ЛЗП находится левее предыдущей траектории перемещения ВС) вырабатывается сигнал пропорциональный уклонению. В настоящее время для управления боковым движением в САУ используется канал элеронов. В соответствии с управляющим сигналом, исполнительные механизмы отклоняют элероны, что приводит к левому крену самолета. Как только крен достигнет заложенного в САУ значения, элероны возвратятся в нейтральное положение. При создании крена возникнет горизонтальная составляющая подъемной силы, которая искривит траекторию движения ВС влево.

Уменьшение линейного бокового уклонения и увеличение разности курсов  приведет к тому, что заданный крен нужно будет уменьшить. В определенной точке сигналы ЛБУ и разности курсов сравняются, что приведет к тому, что заданный угол крена станет равным нулю. После этого САУ даст команду на создание правого крена. Траектория искривится вправо, самолет развернется и вернется к заданному курсу. В результате будет обеспечен плавный выход ВС на заданную траекторию с определенным курсом и креном равным нулю.

Использование средств частичной автоматизации управления самолетом – демпферов и автоматов устойчивости – решает задачу по улучшению динамических характеристик воздушного судна. Исполнительные устройства данных средств представляют собой сервоприводы с жесткой обратной связью. Они включаются в проводку управления последовательно, что обеспечивает совместную работу пилота и автоматики. На современных самолетах средства частичной автоматизации управления самолетом объединяются в отдельные комплексные системы устойчивости и управляемости, или входят в состав САУ и включаются в работу при переходе САУ в режим демпфирования (совместного штурвального управления). Аэродинамическая компоновка воздушного судна обуславливает наличие у ВС собственных демпфирующих моментов, возникающих при вращении самолета, и гасят его угловые колебания относительно осей связанной системы координат. Величина аэродинамических моментов зависит от геометрических характеристик планера, его аэродинамических качеств, а также от скорости и высоты полета и изменяется в широких пределах:

(7)

где    S – площадь крыла,

l – размах крыла,

b_а – средняя аэродинамическая хорда.

Определение текущих координат – одна из основных задач, необходимых для осуществления автоматического управления движением ЦМ. Для этого применяют метод счисления пути.

Выделяют несколько способов счисления пути, которые зависят от датчиков, измеряющих информацию:

1. воздушный или аэрометрический;
2. доплеровский;
3. инерциальный;
4. комбинация этих методов.

Доплеровский метод основан на использовании ДИСС (доплеровский измеритель угла сноса и скорости), который измеряет сдвиг частоты в результате отражения сигнала от земли при облучении ее прибором, установленным на ВС. В данном случае устройство измеряет три составляющие путевой скорости ВС и путем их интегрирования получает координаты ВС.

Применение системы воздушных сигналов (СВС) для счисления пути имеет следующие преимущества: высокая надежность и простота исполнения. Однако высокие аэродинамические погрешности обуславливают низкую точность измерений (ошибка составляет 3-6 %).

Метод инерциальной навигации и инерциальные навигационные системы (ИНС) в настоящее время находят широкое применение для навигации летательных аппаратов. Из всех навигационных систем ИНС являются единственными, которые наилучшим образом удовлетворяют целому комплексу таких важных требований, как универсальность, полная автономность, помехозащищенность и помехоустойчивость, а также скрытность работы. Вместе с тем, уже при существующем уровне развития техники эти системы могут обеспечивать достаточную высокую точность навигации, которая ограничивается только точностью датчиков первичной информации и будет повышаться по мере их совершенствования. Физические принципы инерциальной навигации неразрывно связаны с решением основной задачи динамики: при известных силах, действующих на тело, а так же его начальном положении и скорости необходимо определить его положение в любой момент времени относительно выбранной системы отсчета. Решение этой задачи разбивают на два этапа: определение движения центра масс, определение движения тела вокруг центра масс. ИНС обладают недостатком – ошибка в определении навигационных параметров накапливается с течением времени, а точность выходной информации зависит от точности чувствительных элементов. В качестве чувствительных элементов применяются прецизионные дорогостоящие гироскопы и акселерометры, которые сильно усложняют и удорожают систему. Однако, несмотря на все предлагаемые решения. с увеличением времени полета нарастает погрешность измерения, составляющая 5-10км за час полета. Для повышения долговременной точности необходимо периодически корректировать данные ИНС по показаниям внешних приборов.

Для получения более точных значений координат применяют комплексные навигационные системы (КНС). В этих системах используются датчики различных типов, а также применяются различные способы коррекции координат. Именно КНС применяют для вывода ВС в заданную точку путевым, курсовым или маршрутным методом и, соответственно, осуществляют автоматическое управление движением ЦМ ВС.

Список литературы:

1. Боднер В.А. Теория автоматического управления полетом. М.: Наука, 1964. – 698 с.
2. Галкин Е.Ф., Шабалов П.Г. Агрегаты и режимы работы систем автоматического управления: учебное пособие. – Самара: СГАУ, 2005. – 104 с.
3. Гусев А.Н. Системы автоматического управления самолетом: учебное пособие. – Самара: СГАУ, 2004. – 138 с.
4. Михалев И.А., Окоемов Б.И. и др. Системы автоматического управления самолетом. М.: Машиностроение, 1971. – 464 с.