Системы ограничения. Текст монографии. Адаптивность к свойствам объекта, форме поверхности ограничения

• Название: Адаптивность к свойствам объекта, форме поверхности ограничения
• Анкор: Системы ограничения
• Дата: 28.03.2022
• Размер: 4.57 Mb.
• Имя файла: Текст монографии.doc
• Тип: Анализ; #422574
• страница: 4 из 22

1.5. Классификация бортовых систем ограничения предельных режимов полета. Типовые алгоритмы их функционирования

Бортовые системы ограничения предельных режимов полета являются одной из важных составляющих комплексной системы обеспечения безопасности полета [28].

Существующие системы ограничения можно классифицировать по нескольким уровням.

По уровню активности они подразделяются на пассивные, активные и полуактивные системы. К пассивным системам относятся системы лишь информирующие экипаж о приближении какого-либо определяющего параметра (параметра, оказывающего непосредственное влияние на безопасность полета) к своему предельному значению. Примером их могут являться различного вида сигнализаторы и указатели, например: указатель углов атаки и перегрузки, сигнальное табло, кнопка-лампа СОРЦ и другие устройства.

Активныесистемы осуществляют автоматическое предупреждение выхода ЛА за предельные режимы полета. К ним можно отнести так называемые автоматы ограничения предельных режимов, представленные в зависимости от типа ЛА системой ограничения угла атаки и (или) перегрузки, режимом САУ "Увод с опасной высоты" (при условии его предварительного включения).

Полуактивныесистемы обеспечивают информирование экипажа и формируют рекомендации летчику по предупреждению особых ситуаций, связанных с превышением предельных параметров в полете. Данные системы наиболее широко представлены на ЛА четвертого поколения.

К
лассификация существующих систем ограничения по воздействию на контур управления самолета, применительно к активным системам, представлена на рис.1.7. На нем обозначено: СОУА – система ограничения угла атаки, СОС – система ограничительных сигналов, ОП – ограничитель перегрузки, ОПР – ограничитель предельных режимов. Несмотря на большое количество ограничений на параметры полета, автоматизация выдерживания ограничений касается собственно только углов атаки, перегрузки и минимальной высоты полета. Причем данные автоматы установлены, как правило, на маневренных самолетах. Неманевренные самолеты комплектуются, в основном, пассивными и полуактивными системами, контролирующими высоту полета, перегрузку, угол атаки и предельный угол крена. На вертолетах какая-либо автоматизация, касающаяся систем повышения безопасности полетов, просто отсутствует.
Функционирование достаточно широкого спектра бортовых систем выдерживания ограничений сводится, по существу, к следующему. Если угроза безопасности полета отсутствует, то система ограничения себя никак не проявляет, ее выходные сигналы тождественно равны нулю. Как только появляется или прогнозируется угроза безопасности полета, связанная с выходом определяющих параметров движения за свои предельные значения, вырабатываются выходные сигналы, направленные на снятие угрозы безопасности полета.

Формальная запись алгоритма функционирования сводится к следующему виду:

(1.3)

Здесь под понимается состояние выходного сигнала системы ограничения; – конкретная последовательность действий (световая сигнализация, информационное сообщение, тряска ручки управления, отталкивание ручки управления и тому подобное); – контролируемый системой ограничения вектор состояния ЛА; - некоторая область допустимых значений параметров движения (компонент вектора ).

Выражение (1.3) читается следующим образом. Сигнал , если находится внутри допустимой области . Сигнал , если вышел за пределы допустимой области. Часто в качестве в (1.3) используется его прогнозируемое тем или иным образом значение. Наиболее распространенным методом для прогноза вектора состояния является линейная экстраполяция. Поскольку, в большинстве случаев, на борту ЛА отсутствуют измерители производных контролируемых параметров, то используются различные схемы их дифференцирования

По описанному выше алгоритму построено большинство систем ограничения. Однако практически все они обладают теми или иными недостатками. Для выявления этих недостатков рассмотрим алгоритм функционирования системы ограничения угла атаки (СОУА).

Большинство алгоритмов функционирования СОУА сводится к типовой схеме:

(1.4)

где – отклонение руля высоты, формируемое летчиком при пилотировании; – отклонение руля высоты, формируемое системой улучшения устойчивости и управляемости; – отклонение руля высоты, формируемое СОУА; – прогнозируемое значение угла атаки; – максимально допустимое значение угла атаки.

Наиболее тонким местом в алгоритмах СОУА является схема формирования и вычисления прогнозируемого значения угла атаки. Несмотря на большое многообразие схем вычисления , по существу их можно свести к линейной экстраполяции вида

, (1.5)

где – текущее значение угла атаки; – производная изменения угла атаки; – коэффициент динамического упреждения срабатывания СОУА, то есть время, на котором прогнозируется (экстраполируется) изменение угла атаки. Как правило, коэффициент К либо является фиксированной величиной, либо имеет несколько программных настроек в зависимости от конфигурации самолета. Текущая подстройка значения К в зависимости от состояния объекта ограничения не производится. Вследствие этого, указанным системам присущ недостаток, связанный с тем, что нет никакой гарантии, (и это принципиально) точного выдерживания ограничений на уровне допустимых значений.

Управляющий сигнал от СОУА формируется различным образом. На неманевренных самолетах представляет собой текущее отклонение руля высоты от летчика в момент времени, когда , то есть

. (1.5)

Такие алгоритмы находят применение на самолетах, для которых характерен невысокий темп изменений угла атаки . При этом, ограничив управляющий сигнал от летчика, СОУА совместно с СУУ предотвращает дальнейшее нарастание угла атаки. Достаточно часто в законе (1.5) вместо параметра используется перегрузка , то есть ограничение производится по нормальной перегрузке.

На маневренных самолетах, которым свойственны высокие темпы изменения угла атаки, применяются иные способы формирования . Рассмотрим два из них.

Первый способ заключается в том, что при достижении значения стабилизатор ступенчато уводится в некоторое заданное фиксированное положение на пикирование. Желаемая цель такого управления – обеспечить уменьшение темпа нарастания угла атаки до нулевого значения в точке . Однако использование фиксированной настройки коэффициента динамического упреждения К не приводит к достижению указанной цели. В результате, срабатывание СОУА приводит либо к недоиспользованию маневренных возможностей самолета, либо допускает превышение ограничиваемого параметра (см. рис.1.8). На рис.1.8 рассмотрен случай вывода самолета на при срабатывании СОУА с различными коэффициентами динамического упреждения К. На рисунке точкиt₁,t₂ иt₃ определяют включение СОУА в работу.

Второй способ формирования основан на том, что, начиная с момента, когда , дальнейший вывод ЛА на угол осуществляет не летчик, а СОУА, реализующая закон управления, подобный астатической САУ:

. (1.6)

Д
анный подход обладает тем преимуществом, что может обеспечить гарантированное непревышение при пилотировании. Однако недостатком закона (1.6) является затянутость переходного процесса выхода ЛА на допустимый угол атаки по времени и возможность потери устойчивости контура управления, что свойственно интегральным законам.

Условием для прекращения работы СОУА является

, (1.7)

где – некоторое значение угла атаки, обеспечивающее гистерезис в срабатывании и "отпускании" СОУА.

Другим алгоритмом, недостатки которого необходимо рассмотреть, является алгоритм функционирования системы предотвращения столкновения ЛА с земной поверхностью.

Как правило, данные алгоритмы входят составной частью в алгоритмы функционирования САУ и носят название "увод с опасной высоты".

Алгоритм функционирует по следующей схеме:

. (1.8)

Здесь – управление, формируемое летчиком или САУ; – управление, формируемое САУ, функционирующей в режиме "увод"; – прогнозируемое значение высоты полета; – минимально допустимая высота полета над рельефом местности.

Прогнозируемое значение высоты вычисляется по формуле:

, (1.9)

где – высота полета над рельефом, замеряемая радиовысотомером; – коэффициент динамического упреждения, или время прогнозирования изменения высоты; сигнал – темп изменения высоты полета, часто в качестве используется сигнал вертикальной скорости , что, вообще говоря, далеко не одно и то же в условиях изменяющейся высоты рельефа местности.

Управление самолетом при уводе может формироваться различными способами. В ряде случаев используется программное управление, заключающееся в импульсивном отклонении стабилизатора на кабрирование на определенную величину, выдерживание его в этом положении в течение времени и последующее снятие управляющего сигнала. Графически это может быть представлено в виде, представленном на рис.1.9. В зависимости от режима полета такое управление увода обеспечивает перевод самолета в набор высоты с углами наклона траектории 15 … 20 градусов.

В других системах используется управление с обратной связью. В этом случае применяется традиционная схема построения законов САУ, обеспечивающих устранение вертикальной скорости снижения ЛА:

, (1.9)

г
де заданное значение перегрузки может быть рассчитано с использованием следующих соотношений

(1.10)

или

; . (1.11)

Во всех случаях в боковом канале осуществляется устранение угла крена.

В итоге рассмотрения бортовых систем ограничения параметров движения, как в пилотажном, так и в траекторном контуре можно сделать следующий выводы.

• 
  из всех рассмотренных предельных режимов полета в настоящее время ограничиваются только предельные углы атаки и перегрузки;
  
• 
  основные недостатки бортовых систем ограничения связаны с низкой точностью выдерживания границы ограничения, возможности заброса по ограничиваемым параметрам, неприспособленности для одновременного ограничения нескольких па­раметров.