ОТВЕТЫ НА ЭКЗАМЕН ПО САУ 5 КУРС. 1. Функциональная схема пилотажного комплекса ла

• Название: 1. Функциональная схема пилотажного комплекса ла
• Анкор: ОТВЕТЫ НА ЭКЗАМЕН ПО САУ 5 КУРС.docx
• Дата: 20.02.2018
• Размер: 6.73 Mb.
• Имя файла: ОТВЕТЫ НА ЭКЗАМЕН ПО САУ 5 КУРС.docx
• Тип: Документы; #15748
• страница: 7 из 8

53 Полуавтоматические (директорные) системы управления обеспечивают сбор и анализ информации о положении ВС в пространстве, поступающей от навигационного оборудования, и выдают пилоту команду на управление им. Управление ВС при помощи таких пилотажно-навигационных систем называется полуавтоматическим, так как в этом случае автоматизированы лишь сбор и обработка информации о состоянии ВС, а управление им сохраняется ручным.

Полуавтоматические системы управления применяются в тех случаях, когда участие человека обеспечивает большую безопасность полета, чем это может обеспечить автоматическая система в настоящее время. Важнейшее значение имеет эргономическая совместимость системы управления и оператора.

степень участия человека-оператора в управлении устанавливается путем сопоставления преимуществ и недостатков «человека» и «машины». Деятельность человека многофункциональна. Он способен наблюдать за различными по физической природе сигналами, фильтровать, сглаживать их, осуществлять селекцию и распознавание образов при минимуме информации, импровизировать свою деятельность, т.е. достигать одних и тех же целей различными способами. Человек способен принимать решения при маловероятных, критических ситуациях в силу своей творческой способности, хорошо развитой логики, способности к адаптации, высокой избирательности. Он может выполнять точные координированные движения. Однако человеку – высокоорганизованному живому существу, присущи элементы страха, неуверенности, скуки, раздражительности, утомления и т.п. Он плохо работает в режиме «ожидания», не приспособлен к монотонной работе («засыпает»), слаб физически. Пропускная способность его довольно низка, вычислительные операции проводит медленно и неточно, долго воспроизводит в памяти полученную ранее информацию.

54. Международная организация гражданской авиации (ИКАО) определила пять основных эксплуатационных категорий или посадочных минимумов, характеризуемых высотой принятия решения и дальностью видимости на ВПП, по которым осуществляется заход на посадку и посадка. Под высотой принятия решения понимается высота, на которой должен быть начат маневр ухода самолета на второй круг, если до этой высоты не был установлен надежный контакт с наземными ориентирами по курсу посадки, позволяющий выполнить безопасную посадку самолета. По требованиям, предъявляемым к режимам посадки, вероятность неудовлетворительного захода на посадку, вызывающая летное происшествие, должна быть не более 10^-7.

К основным эксплуатационным категориям относятся:

– I категория (посадочный минимум I категории), предусматривающая выполнение захода на посадку до высоты принятия решения 60 м при дальности видимости на ВПП не менее 800 м (60×800 м);

– II категория, предполагающая выполнение захода на посадку до высоты принятия решения 30 м при дальности видимости на ВПП не менее 400 м (30×400 м);

– IIIA категория, предполагающая заход на посадку, посадку и руление по ВПП при дальности видимости на ВПП не менее 200 м (0×200 м);

– IIIB категория, предполагающая заход на посадку, посадку, руление по ВПП и рулежным дорожкам при видимости на ВПП не менее 50 м (0×50 м);

– IIIC категория, предполагающая заход на посадку, посадку, руление по ВПП и рулежным дорожкам без возможности использования внешних ориентиров (0×0 м);

Таким образом, в системах посадки I и II категорий осуществляется лишь автоматический заход на посадку, а третья фаза посадки (выравнивание и приземление) осуществляется пилотом вручную. В системах III категории должен быть инструментальный контроль и автоматическое управление вплоть до приземления.

55 перед заходом на посаду ЛА совершает предпосадочный маневр «коробочка» который образуется 4-мя разворотами,

Глиссада задается в пространствес помощью маяков.

На борту Ла ист-ся 2 радиоволны: глиссадный радиоприемник ГРП и курсовой КРП. Для автоматизации управлнеие ЛА при посадке необходимо выходные сигналы курсового и глиссадного приемников представляют собой сигналы пост.тока подавать после усиления в соотв канале автопилота

Er – отклонение Ла по глиссаде, Ул- по курсу.Если сигнал курсового приемника подать в автопилот, то Ла будет совершать разворот по направлению к центральной линии Ввп, скорость которого будет пропорциональна величине этого сигнала. Если сигнал глиссадного радиоприемника падать в продольный канал ЛА, то Ла будет совершать движение по направлению к глиссаде со скоросью тангажа пропорциональному сигналу приемника

КУ- корр.устройство.ПСВК- приемник системы ведущих кабелей

В состав наземного радиооборудования системы посадки входят: курсовой радиомаяк (КРМ), глиссадный радиомаяк (ГРМ), маркерные радиомаяки (МРМ), аппаратура автоматического контроля и дистанционного управления, вспомогательная контрольно-измерительная и сервисная аппаратура.

Курсовой радиомаяк предназначен для выдачи информации (сигналов) о положении самолета относительно вертикальной плоскости, проходящей через ось ВПП. Антенная система радиомаяка располагается строго на оси ВПП на расстоянии 600—1000 м от порога ВПП, противоположного направлению захода на посадку. КРМ работает на одной из 20 фиксированных частот в диапазоне 108,1 —111,9 МГц. Излучение горизонтально поляризованное.

Глиссадный радиомаяк предназначен для выдачи информации о положении самолета относительно заданной линии снижения в вертикальной плоскости. Антенная система ГРМ располагается таким образом, чтобы продольная линия прямолинейного участка глиссады проходила над порогом ВПП на высоте 15 м. Этим определяется продольное удаление от порога ВПП антенной системы ГРМ. Для стандартного угла наклона глиссады 2,7° и для местности без уклонов это расстояние составляет 250 м. Боковое смещение ГРМ от оси ВПП лимитируется требованиями безопасного пролета над препятствиями и составляет, как правило, 180 м.

Дальность действия ГРМ не менее 18 км.

Маркерные радиомаяки предназначены для выдачи информации о расстоянии самолета от порога ВПП в фиксированных точках вдоль оси ВПП. В гражданской авиации СССР МРМ располагаются, как правило, на расстоянии 1050 м (ближний) и 4000 м   (дальний) от порога ВПП.

56. Схемы систем автоматизированного управления при посадке.

Посадкой называется движение самолета с высоты 350–400 м до приземления и полной остановки.

Посадочный маневр принято разделять на три фазы:

– на первой фазе самолет выводится на осевую линию ВПП, производится выпуск шасси, закрылков, скорость полета уменьшается до скорости планирования . В течение всей фазы поддерживается постоянная высота ≈ 400 м, заканчивается первая фаза в точке пересечения траектории с заданной линией снижения – глиссадой, имеющей наклон к плоскости горизонта порядка 2,7°;

– вторая фаза посадки начинается с высоты ≈ 400 м с момента захвата глиссады. Здесь движение самолета происходит по глиссаде и представляет собой планирование с постоянной скоростью . Глиссада может быть жесткой или нежесткой пространственной траекторией. В первом случае траектория посадки неизменна относительно земли, она задается наземными радиотехническими или другими средствами, а отклонения центра масс самолета от глиссады измеряются бортовыми измерительно-вычислительными средствами. Во втором случае нежесткая глиссада строится с учетом положения самолета в каждый текущий момент времени с помощью бортовых и наземных средств;

– третья фаза посадки начинается на высоте 15 м над торцом ВПП и заканчивается приземлением и полной остановкой самолета. В общем случае эта фаза содержит четыре участка: выравнивание, выдерживание, парашютирование, пробег.

В состав наземного оборудования данных систем входят:

– курсовой радиомаяк (КРМ), используемый для управления в горизонтальной плоскости:

– глиссадный радиомаяк (ГРМ), используемый для управления в вертикальной плоскости;

– дальний маркерный радиомаяк (ДМРМ) и ближний маркерный радиомаяк (БМРМ), устанавливаемые в определенных точках на продолжении оси ВПП со стороны захода на посадку и сигнализирующие о моменте их пролета, тем самым информируя экипаж о расстоянии до ВПП.

Законы управления при заходе на посадку

Движение ЛА в зоне курсового маяка

Закон управления:

. (13.11)

Соответствующая структурная схема замкнутой системы управления представлена на рис. 13.3



Рис. 13.3. Структурная схема системы самолет–БСАУ

Движение ЛА в зоне глиссадного маяка
Соответствующая структурная схема замкнутой системы управления представлена на рис. 13.5



Рис. 13.5. Структурная схема самолета–БСАУ

57. Автоматизация взлета самолета.

Взлетом называется движение самолета от момента старта на ВПП до набора безопасной высоты (так называемой условной высоты препятствий на подходах к аэродрому) и достижения безопасной скорости полета.

По требованиям ИКАО безопасная высота H_усл отсчитывается от уровня ВПП в точке отрыва и равна 10,7 м (35 футов).

Взлет состоит из двух этапов:

– разбега до скорости отрыва самолета от ВПП;

– воздушного этапа до набора высоты H_усл с одновременным разгоном до безопасной скорости .

Разбег, в свою очередь, можно представить состоящим из двух фаз. На первой фазе самолет разгоняется до скорости отрыва носового колеса , которая лишь незначительно меньше скорости отрыва самолета . На второй фазе производится разбег на главных колесах до достижения скорости отрыва с одновременным увеличением угла тангажа.

Второй, воздушный, этап взлета начинается с момента отрыва самолета и заканчивается на условной высоте H_усл = 10,7 м. На этом участке полета самолет должен находиться еще на ВПП, а скорость его к моменту достижения H_усл должна быть не менее . Величина скорости принимается равной 1,15–1,2 от скорости «сваливания» самолета.

С высоты 10,7 м начинается этап начального набора высоты.

На первом этапе автоматизация взлета осуществляется, как правило, с использованием адаптивного программного управления продольным движением и замкнутого автомата стабилизации для управления боковым движением самолета.

Программный ход процесса разбега описывается уравнением (так как угол мал, то принимается , ):

, (13.1)

где ; ;

– угол установки двигателей; – продольный уклон поверхности ВПП; – сила реакции колес на поверхность ВПП; – сила сопротивления качению колес; – коэффициент сопротивления качению, зависящий от скорости и состояния поверхности ВПП.

Основная задача управления продольным движением сводится к непрерывному контролю процесса разбега и принятию решений о продолжении или прекращению взлета.

Как показывают исследования, для полного суждения о возможности взлета самолета необходимо иметь текущую информацию о фазовых координатах движения самолета: – путевой скорости движения по ВПП; – пройденному расстоянию по ВПП. При этом к моменту взлета должны выполняться условия

; ,(13.2) где – продольная составляющая скорости ветра; – длина ВПП; – концевая полоса безопасности; – расстояние, необходимое для набора безопасной высоты и скорости .

В процессе разбега ведется непрерывный контроль выполнения условий (13.2) в соответствии с рассчитанным заранее программным движением

; , (13.3)

где – расчетная скорость разгона; – расчетная скорость, при которой обеспечивается торможение самолета.

При невыполнении условий выдается сигнал «прекратить взлет» и принимаются все меры для торможения.

Одновременно производится сравнение измеренного значения скорости с заранее рассчитанным значением скорости подъема переднего колеса . При БЦВМ выдает заданное значение угла тангажа в систему управления углом тангажа. Начиная с момента достижения скорости угол тангажа должен меняться в соответствии с уравнениями динамики самолета за счет отклонения руля высоты. Величина отклонения руля высоты зависит от величины угла, угловой скорости и углового ускорения тангажа , , .

После отрыва главных стоек шасси начинает работать программа управления движением на воздушном участке. Программа управления набором высоты осуществляет переключение законов управления рулем высоты на стабилизацию высоты или скорости в зависимости от текущих значений или в соответствии с рассчитанной заранее программой.

58. Автоматическая бортовая система управления АБСУ-154. Назначение. Принцип работы. Основные характеристики.

АБСУ-154 - это автоматическая бортовая система управления, которая служит основой пилотажной части пилотажно-навигационный комплекса (ПНК-154) самолета Ту-154.

Все функции АБСУ-154 выполняются тремя системами:

– траекторного управления СТУ, которая формирует сигналы управления и командные сигналы при полете по маршруту и на этапах захода на посадку и ухода на второй круг;

– автоматического управления САУ, которая обеспечивает необходимые характеристики устойчивости и управляемости, а также стабилизацию и управление угловым положением самолета и исполняет команды управления, воздействуя через приводы на органы управления самолетом;

– автоматом тяги АТ, предназначенным для стабилизации и управления приборной скоростью полета самолета.

В АБСУ-154 входит также ряд приборов и систем, контролирующих пилотажный режим полета: по числу М – указатель числа М типа МС, по перегрузкам и углу атаки – АУАСП. Пространственное положение контролируется с помощью авиагоризонта АГР, а также пилотажных командных приборов ПКП-1, входящих в состав СТУ, и курсовой системы ТКС.

Система АБСУ-154 (рис. 16.2) выполняет следующие функциональные задачи: обеспечивает устойчивость и управляемость самолета на всех этапах полета (подсистемы штурвального управления и автоматической балансировки); автоматическую стабилизацию угловых параметров движения самолета (подсистемы стабилизации угловых координат и управления разворотом и тангажом); автоматическую стабилизацию и управление движением центра масс (подсистемы стабилизации параметров движения, управление посадкой, управление тягой двигателей, управление уходом на второй круг); заданную надежность и контролеспособность (подсистемы встроенного контроля, индикации и сигнализации).



Рис. 16.2. Функциональная схема АБСУ-154

59. Основные принципы построения адаптивных автопилотов.

Автопилоты, облржрющие свойством приспособления (адаптации) к внешним условиям, называются адаптивными или, в частности, самонастривающимися.

Общая схема:



С целью адаптации основного контура системы к снешним условиям устр-ва адаптации меняет структуру или параметры устр-ва управления. В первом случаи адаптивная система наз-ся самоорганизующейся, во втором самонастр-ся .

Самонастр-ся автопилот состоит из основного контура управления полетом и контура самонастройки (адаптации), причем последний может быть замкнутым и разомкнутым. Контур самонастройки включает блок формирования критерия оптимальности и поиска оптимума, а так же исполнительные устр-во. Его ф-ии сводятся к контролю характеристик системы., преобразованию данных контроля и некоторой критерий оптимальности и изменений параметров системы в зависимости от этого критерия.