6.1 Системы автоматического управления самолётом

Система автоматического управления (САУ) предназначена для управления полётом самолёта путём автоматического отклонения элеронов, руля высоты и руля направления. В процессе управления при этом решаются две основные задачи: первая – стабилизация самолёта относительно центра масс по углам крена γ, тангажа υ и курса ψ; вторая задача – перемещение центра масс самолёта по заданной траектории полёта: в горизонтальной плоскости по заданному маршруту, в вертикальной плоскости от взлёта и набора высоты до приземления и заруливания на стоянку.

Под автоматическим управлением понимают управление самолётом без участия человека («automatos» в переводе с греческого «движущийся сам по себе»). Однако система автоматического управления предусматривает возможное участие пилота в управлении в следующих случаях:

- при совмещённом управлении, когда пилот на короткое время отключает или пересиливает автоматическую систему;

- при полуавтоматическом (директорном) режиме управления, когда пилот управляет самолётом с помощью штурвала «по подсказкам» вычислителя автопилота - куда в каждый момент нужно перемещать штурвал для оптимального и точного движения самолёта.

Автоматизация полёта самолёта преследует следующие цели:

- повышение безопасности полётов, которое обусловлено тем, что автоматическая система при правильной эксплуатации управляет самолётом лучше: точнее, быстрее реагирует и компенсирует внешнее возмущение, способна оптимизировать движение самолёта и, в отличие от человека, может выполнять несколько действий по управлению одновременно;

- улучшение лётно–технических характеристик самолёта: повышение аэродинамического качества самолёта, маневренности, управляемости, снижение расхода топлива и таким образом экономичности при его эксплуатации;

- снятие однообразных, утомительных действий пилота, например, выдерживание в штурвальном режиме прямолинейного полёта с креном равным нулю в течение длительного времени. Впрочем, это облегчение для пилота компенсируется требованием углублённых знаний работы пилотажно-навигационного комплекса для качественного контроля над работой оборудования и квалифицированных действий в нестандартных ситуациях.

6.2 Стабилизация самолёта относительно центра масс. Автопилот

Задача стабилизации самолёта относительно центра масс сводится к такому автоматическому управлению элеронами, рулем высоты и рулем направления, при котором углы крена, тангажа и курса самолёта остаются неизменными. В первых автопилотах задача стабилизации углов крена, тангажа и курса была основной, а в современных системах автоматического управления она реализуется при включении одного из режимов САУ – режима АП (автопилота).

Боковой канал

Принцип работы автопилота рассмотрим на примере канала крена, функциональная схема которого представлена на рис. 6.1.

Рисунок 6.1 Функциональная схема автоматического управления элеронами

В каждый момент времени с пульта управления ПУ в вычислитель АУ поступает сигнал заданного крена γ_з. В горизонтальном полёте заданный крен, равный нулю, устанавливается пилотом на пульте управления рукояткой «Разворот» в нулевое положение (рис.6.2).

Рисунок 6.2 Пульт управления автопилота АП-28Л1

Рисунок 6.3 Пульт управления САУ Як-42

Одновременно в вычислитель поступает сигнал текущего крена γ с авиагоризонта (АГ). Вычислитель сравнивает эти сигналы, вычитая сигнал текущего крена из сигнала заданного. Получается основа сигнала управления в виде напряжения, равная отклонению текущего значения крена самолёта от заданного крена. Этот сигнал после усиления по мощности в усилителе поступает на рулевой агрегат (электродвигатель или гидравлический двигатель), который вращаясь, отклоняет элероны самолёта. Отклонённые элероны создают вращающий момент, действующий на самолёт, и тем самым изменяют крен самолёта в сторону уменьшения разницы (γ_з - γ). По мере движения самолета к заданному крену отклонение элеронов уменьшается сигналом потенциометра обратной связи. Когда крен самолёта станет равным заданному, управляющий сигнал станет равным нулю, и элероны установятся в нулевое положение. Так как самолёт обладает большим моментом инерции относительно продольной оси, движение по крену продолжится, и самолет «проскочит» положение заданного крена. Если не принять меры, то дальнейшее движение будет сопровождаться затухающими колебаниями около установившегося значения крена. Для устранения колебаний самолета во всех автопилотах используют сигналы датчиков угловых скоростей (ДУС), измеряющих скорость разворота относительно трёх самолётных осей. В нашем примере сигнал ДУС, измеряющий скорость изменения крена ω_х=dγ/dt, является демпфером колебания самолёта по крену.

Для изменения курса самолёта пилот устанавливает заданный крен в пределах от 0^о до 30^о путём поворота ручки «Разворот» на пульте управления влево или вправо (см. рис.6.2 и 6.3). Автопилот с помощью отклонения элеронов вводит самолёт в крен и стабилизирует заданное значение крена. Крен самолёта вызывает непрерывный разворот самолёта по курсу. При подходе к заданному курсу пилот возвращает ручку «Разворот» в нулевое положение, самолёт выходит из крена, и автопилот начинает стабилизировать крен равный 0^о.

Работа автопилота характеризуется законами управления, из которых видно, какие сигналы от датчиков используются для управления самолётом и какие действия производятся над ними в вычислителе для получения управляющих сигналов отклонения элеронов, рулей высоты и направления. Для рассмотренного канала крена закон управления имеет вид:

δ_э = к₁(γ_з - γ) + к₂ dγ/dt , (6.1)

где δ_э – угол отклонения элеронов;

γ_з – сигнал заданного крена самолёта, поступающий из пульта управления;

γ – сигнал текущего крена, поступающий из авиагоризонта;

dγ/dt = ω_х – сигнал угловой скорости разворота самолёта относительно продольной оси Х, поступающий из датчика угловых скоростей;

к₁ и к₂ – коэффициенты, характеризующие «порции» соответствующих сигналов.