Директорное и автоматическое управление продольным траекторным движением при заходе на посадку

1.

Тема 3. Лекция 17
ДИРЕКТОРНОЕ И АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ
ПРОДОЛЬНЫМ ТРАЕКТОРНЫМ ДВИЖЕНИЕМ ПРИ ЗАХОДЕ НА
ПОСАДКУ
17.1 Системы директорного и
продольным траекторным движением.
автоматического
управления

2.

Управление продольным траекторным движением самолета при заходе на
посадку производится пилотом визуально по наземным ориентирам и показаниям
приборов.
Наблюдая за изменением углов тангажа и атаки, высоты и вертикальной
скорости, пилот воздействует на колонку штурвала и отклоняет рули высоты таким
образом, чтобы выдержать предпосадочную траекторию снижения.
Системы директорного и автоматического управления в продольном канале
служат для облегчения пилоту решения этой задачи.
Контуры директорного и автоматического управления ЛА

3.

17.1.1. Система директорного управления угловым отклонением
от равносигнальной линии глиссады (СДУ г )
обеспечивает стабилизацию и управление продольным траекторным
движением самолета при заходе на посадку путем выдачи пилоту сигнала в
виде отклонения командной стрелки прибора при возникновении углового
отклонения самолета от равносигнальной линии глиссады.
г
г
СДУ
k
(
),
k
k
Н
H
зад
зад
г
г
-отклонение продольной командной стрелки прибора по сигналу СДУ;
СДУ
Н
k H
, зад
г , г
k г , k г
-передаточный коэффициент по отклонению продольной командной
стрелки, определяющий, на сколько миллиметров должна сместиться
стрелка при отклонении текущего угла тангажа от заданного на 1°;
-текущее и заданное значения угла тангажа;
-соответственно угловое отклонение и скорость углового отклонения
самолета от равносигнальной линии глиссады
-передаточные коэффициенты по углу тангажа соответственно на
угловое отклонение от равносигнальной линии курса и на скорость
этого отклонения.

4.

Функциональная схема аналоговой СДУ
г
Состав системы:
•датчик текущего угла тангажа - гировертикаль ГВ;
• датчик отклонения самолета от равносигнальной линии глиссады глиссадный радиоприемник ГРП;
•формирователь сигнала заданного угла тангажа вычислитель системы
траекторного управления ВСТУ ;
•формирователь командного сигнала - вычислитель пилотажнокомандного прибора ВПКП ;
• указатель командного сигнала - пилотажно-командный прибор ПКП

5.

6.

Управление самолетом относительно глиссады осуществляется созданием
приращения подъемной силы Ya .
Например
Cамолет находится ниже глиссады:
H г 0
-Пилот отклоняет руль высоты вверх:
в 0
0
0
Ya 0
0, согласно ,
Самолет возвращается на заданную траекторию:
H г 0
-Пилот отклоняет руль высоты вниз:
0 0 Ya 0
в 0
0
гл H г 0 самолет вернется на глиссаду.
Обычно в режиме директорного захода на посадку САУ работает, как система
устойчивости и управляемости, решая задачи внутреннего контура автоматического
управления. В этом случае САУ парирует угловые колебания самолета, а отклонение
рулей высоты определяется как сигналом автоматики, так и сигналом ручного управления.
Минимальная высота использования директорного режима в реальных условиях посадки
не должна быть меньше 45 м. Ниже этой высоты при отсутствии видимости наземных
ориентиров должен использоваться режим автоматического управления заходом на
посадку.

7.

17.1.2. Система автоматического управления угловым отклонением от
равносигнальной линии глиссады (САУ г )
обеспечивает стабилизацию и управление продольным траекторным
движением самолета при заходе на посадку путем отклонения рулей высоты
при возникновении углового отклонения самолета от равносигнальной линии
глиссады.
вСАУε k z k ( зад ), зад k г k г
г
г
г
z
Состав:
-СДУ εг
-ДУС ωz
-ВАП
Отработка этого сигнала на рули высоты осуществляется, как в автопилоте
угла тангажа.

8.

17.2 Особенности законов управления.
г
Способы формирования управляющего сигнала
- целевой сигнал ;
г
зад
- обеспечивает устойчивость движения;
Причины применения в ЗУ углового отклонения от равносигнальной линии РТС
г:
- отсутствие на борту самолета датчика, измеряющего линейное отклонение Н г
г
- трудность формирования сигнала вертикальной скорости Н
Н г Dгрм (t )tg г Dгрм (t ) г
k г f [Dгрм ( t )]
k г f [Dгрм ( t )]
Т.к.
Dгрм (t) var (от 8000 до 600м в f ( Г ))
более чем на порядок должны меняться и коэффициенты
k г
k г
Диапазон относительного изменения дальностей до ГРМ почти в 2 раза
превышает диапазон относительного изменения дальностей до КРМ, что делает
задачу коррекции передаточных коэффициентов в продольном канале СТУ
более актуальной.

9.

Методы коррекции передаточных коэффициентов основываются либо на
ослаблении сигнала с ГРМ в функции дальности, либо на косвенном учете
дальности по сигналам с радиовысотомера или маркерных маяков.
S ã
dI ã
I г
Крутизна S зависит от угла наклона
г
глиссады снижения гл и допусков
на параметры ГРМ и ГРП
S г
S г max
d ã
S г min = 5-6
I г S г г
(S г ) расч (0,4 0,5)(S г min S г max )
г
Соответственно должны выбираться
передаточные коэффициенты законов
управления
k г и k г

10.

Особенности формирования законов управления СТУ с учетом действия помех.
Высокочастотные помехи оказывают существенное влияние на качество отклонения
командных стрелок в директорном режиме и работу сервопривода в автоматическом
режимах и создают, т.о. существенные помехи управлению.
Специально применяемые фильтры при формировании составляющих ЗУ уменьшают
высокочастотные помехи сигнала г
На выходе ГРП устанавливают апериодические фильтры с постоянной времени
Tгрп 0,1 0,3c
А в законах управления СТУ устанавливают фильтры
зад
kф
Tф p 1
г
[k г
Tф 2 p
Tф 2 p 1
Вместе с дифференцированием сигнала г
составляющая помехи, содержащаяся в нем
помехозащищенность закона управления.
k г г ]
Tф , Tф 2 0,5 2,5c
d г
г
dt
дифференцируется и высокочастотная
, что существенно понижает
f

11.

Вместо сигнала p г в законе управления в принципе может использоваться сигнал p H
Этот сигнал можно получить от вариометра, имеющего запаздывание измерения
вертикальной скорости и путем интегрирования вертикального ускорения от
ИНС, имеющего низкую точность из-за нарастающей ошибки. Комплексное
использованием информации от этих двух датчиков позволяет получить более
точное значение сигнала вертикальной скорости p H
p H p 2 H
p H
p 1 p 1
Для компенсации запаздывания сигнала производной p г необходимо на вход
фильтра подать сигнал, пропорциональный производной следующего порядка p 2 г
, либо p 2 H
Vp
p H
Ta p 1
2
т.к. p H V ( ), при V const
Таким образом
зад
kф
Tф p 1
г
[k г
Tф 2 p
Tф 2 p 1
г
k г
Tф3 p
Tф3 p 1
]

12.

Для повышения точности стабилизации самолета на глиссаде прибегают к
компенсации возмущений, вызываемых изменением угла наклона траектории при
переходе от горизонтального полета к снижению. Для этого в момент «захвата»
глиссады вводится сигнал, пропорциональный среднему углу наклона глиссады гл
3o
Это позволяет значительно улучшить переходные процессы в начале снижения
самолета по глиссаде. Для того чтобы постоянный сигнал гл
не способствовал
появлению статических ошибок, его пропускают через изодромный фильтр:
зад
kф
Tф p 1
г
[k г
Tф 2 p
Tф 2 p 1
г
k г
Tф3 p
Tф3 p 1
( гл )]
Полученное выражение можно использовать в законе управления командной
стрелкой . Астатизм управления по тангажу обеспечивается пилотом, обладающим
интегрирующими свойствами. Для обеспечения астатизма в автоматическом
режиме используется сигнал Tи p зад и закон управления имеет вид:
Tи p 1
kф
Tф 2 p г
Tф3 p
Tи p
г
в k z z k {
[k г
k г
( гл )]}
Tи p 1
Tф p 1
Tф 2 p 1
Tф3 p 1

13.

14.

7.3. Цифроаналоговые СДУ и САУ.
Состав системы:
БИНС - бесплатформенная инерциальная
навигационная система, измеряющая
z a y Vx Vy
РТС инструментальной посадки СП/ILSдля измерения г - датчик углового
отклонения от равносигнальной линии
глиссады
РТС - радиотехническая система
микроволновой посадки MLS - г , D грм
РВ датчик истинной
радиовысотомер
высоты
Ни
ДОЗ- датчик отклонения закрылков
,
зак
БВУП - вычислительный блок управления
полетом,
СП
сервопривод руля высоты
в
Индикатор положения самолета на глиссаде
- система электронной индикации СЭИ.

15.

Фазы автоматического управления заходом на посадку:
- подготовка глиссады,
- выход на глиссаду и
- стабилизация глиссады.
Существуют две возможности подготовки глиссады и выхода на глиссаду.
Первая:
команда «Захват глиссады» выдается в САУ после пересечения
равносигнальной линии глиссады. Недостатки этого способа: возможны
значительные перерегулирования и вертикальная скорость.
Вторая: команда «Захват глиссады» формируется до пересечения равносигнальной
линии глиссады. Такой способ избавлен от недостатка первого способа.
Скорость отклонения самолета от равносигнальной линии глиссады
г
может быть получена либо дифференцированием г , либо вычисляют с
использованием информации о скорости V , высоте H , отклонение от
x
и
глиссады и крутизне радиотракта маяк-приемник S .
г
г
Sг Vx tg ( гл 0,5) tg
г
2H и tg гл ( 0,5)
-

16.

Условия включения фазы стабилизации глиссады следующие:
г1
г ,
Vy (Vy ) расч
Vy , (Vy ) расч
г Vx
V , (Vy ) расч
(Vy ) расч
57,3
y
заданные значения отклонения текущего значения
вертикальной скорости от расчетного значения и расчетное
значение вертикальной скорости.
В основу алгоритмов управления положен принцип комплексирования,
заключающийся в совместном использовании датчиков пилотажнонавигационной информации, спектры ошибок которых лежат в различных
частотных диапазонах.
Так, сигнал г
с инструментальной системы посадки содержит
высокочастотный шум, но имеет небольшую ошибку смещения и не подвержен
дрейфу. С другой стороны, сигнал с БИНС не имеет высокочастотного шума, но
подвержен дрейфу и может иметь ошибку смещения. Совместное использование
этих сигналов позволяет получить скорректированный сигнал, обладающий
лучшими характеристиками, чем любой из отдельно взятых сигналов.

17.

Структурная схема формирования сигнала приращения заданного угла тангажа
цифроаналоговой САУ в режимах ДЗП и АЗП
ЗУ АЗП:
АЗП
зад
ay
ay
зад
k АЗП ( )
ДЗП
ЗУ ДЗП: зад
k ДЗП
a
a
( y задy )
TДЗПp 1

18.

ay
- сигнал текущего тангажа формируется путем пропускания сигнала
ускорения ау с БИНС через два фильтра .
ay
Ta y p
(Tф1 p 1)
(Ta y p 1) (Tф 2 p 1)
ay
Первый (с Тау) уменьшает погрешности измерения
ускорения ау . Второй (Тф1 и Тф2) ограничивает
короткопериодические частоты движения самолета.
a
a
- сигнал заданного тангажа состоит из двух составляющих зад V зад
задy
V
Vy - сигнал разности между оценкой текущей вертикальной скорости и
y
y
расчетным значением вертикальной скорости;
Vy
Н
k V Vx )
k Vy (H
x
Оценка текущей вертикальной скорости формируется в комплексирующем
фильтре на основании информации о мгновенном значении этого отклонения
и вертикального ускорения:
TVy1 p 1
Ta y p
1
Н (
V
k фa y )
TVy1 p 1
Ta y p 1
Tф3p 1
y

19.

зад
Vy
- сигнал заданного изменения вертикальной скорости.
зад
Vy Hг
Hг
Hг
- сигнал линейного отклонения от равносигнальной линии глиссады;
- сигнал интеграла отклонения от равносигнальной линии глиссады;
Hг
H г
- формируется в результате нелинейной обработки сигнала
г
F г обеспечивает помехозащищенность при наличии интенсивных
искривлений линии глиссады.
Множительное устройство (аттенюатор) по сигналу H и
уменьшает сигнал F г г по мере приближения к ВПП.
с радиовысотомера
H гILS пропорционален линейному отклонению от равносигнальной линии глиссады.
В режиме захода по MLS сигнал
г
H гMLS
D грм
Hи
формируется на основе сигналов

20.

С помощью комплексирующего фильтра первого порядка осуществляется
фильтрация помех сигнала
. Фильтр реализован в виде интегрирующего
H г обратной связью. В течение первых 10 с после
устройства, охваченного жесткой
захвата глиссады коэффициент усиления в прямой цепи фильтра равен 1 T
,
а сам фильтр представляет собой апериодическое звено. Затем постоянная
времени увеличивается, а коэффициент усиления 1
уменьшается.
k V Vx )
(H
x
Tc 2
Компенсирует запаздывание, вносимое в полезную
составляющую сигнала H г . Таким образом получается:
H
Hг
k
Hг
c2
г
1
F г [ H г ( H kVx Vx )]
Tc p 1
1
вводится для удержания самолета на линии глиссады в случае
H г
отклонения угла наклона глиссады от расчетного значения и
p
погрешностей измерения вертикальной и путевой скоростей:
Окончательно для режима АЗП
для режима ДЗП
АЗП
зад
ДЗП
зад
ay
ay
зад
k АЗП ( )
k ДЗП
a
a
( y задy )
TДЗПp 1