Устройство для формирования сигнала управления перегрузкой самолета при автоматическом заходе на посадку

 

Изобретение относится к области автоматического управления самолетом при заходе на посадку в автоматическом режиме по сигналам наземных посадочных радиомаячных систем, а именно к устройствам формирования сигнала управления перегрузкой при автоматическом заходе на посадку в продольной плоскости. Технический результат, достигаемый при осуществлении изобретения, - повышение динамической точности процессов стабилизации самолета на глиссаде при автоматическом заходе на посадку. Устройство содержит датчик отклонения самолета от глиссады, датчик вертикальной скорости, сумматоры, фильтры, интеграторы, ключ и блок включения режима посадки. Возможность стабилизации динамических характеристик обеспечивается путем введения компенсационной связи по скорости отклонения самолета от глиссады, учитывающей изменение коэффициента крутизны глиссады. 2 ил.

Изобретение относится к области автоматического управления при заходе на посадку в автоматическом режиме по сигналам наземных посадочных радиомаячных систем, а именно к устройствам формирования сигнала управления перегрузкой при автоматическом заходе на посадку /АЗП/ в продольной плоскости.

Известно устройство, в котором сигнал управления перегрузкой самолета при АЗП формируется в виде суммы сигналов отклонения и скорости отклонения самолета от глиссады снижения, взятых с весовыми коэффициентами /передаточными числами/ см. Михалев И.А. Окоемов Б.Н. Чикулаев М.С. Системы автоматической посадки. М. Машиностроение, 1975, рис. 2.23,а.

К причинам, препятствующим достижению требуемого технического результата при использовании известного устройства, относится то, что в известном устройстве не предусмотрено использование интегрирующего звена для создания астатизма в системе АЗП.

Известно устройство для формирования сигнала управления самолета на глиссаде, содержащее интегрирующее звено, см. С.Л. Белогородский "Автоматизация управления посадкой самолета". М. Транспорт, 1972, рис. 3.64, с. 164.

К причинам, препятствующим достижению требуемого технического результата при использовании известного устройства, относится то, что в известном устройстве не предусмотрено использование сигнала с датчика скорости отклонения самолета от глиссады снижения.

Наиболее близким устройством того же назначения к заявленному объекту по совокупности признаков является устройство для формирования сигнала управления перегрузкой самолета при автоматическом заходе на посадку, содержащее первый датчик отклонения самолета от глиссады, первый сумматор, второй сумматор, выход которого является выходом устройства, первый интегратор, выход которого соединен с первым входом второго сумматора, ключ, посредством которого выход первого сумматора соединен с третьим входом второго сумматора и блок включения режима посадки, вход которого соединен с выходом первого датчика, а выход с управляющим входом ключа и с третьим входом первого интегратора, см. С.Л. Белогородский "Автоматизация управления посадкой самолета", М. Транспорт, 1972, рис. 3.70, стр. 177. К причинам, препятствующим достижению требуемого технического результата при использовании известного устройства, принятого за прототип, относится то, что в известном устройстве наличие интегратора в цепи формирования сигнала управления самолетом с указанными связями хотя и является эффективном средством устранения статических ошибок стабилизации самолета на глиссаде, но и одновременно с этим служит источником существенного ухудшения динамических характеристик управления увеличиваются перерегулирование и длительность переходных процессов при движении самолета относительно глиссады. Отсутствие же компенсационной связи по отношению к выходному сигналу интегратора не дает возможности стабилизировать динамические характеристики при изменении крутизны глиссады.

Сущность изобретения заключается в следующем.

Известно /С.Л.Белогородский. Автоматизация управления посадкой самолета. М. Транспорт, 1972, с. 169-170/, что стабильность крутизны глиссадной зоны обусловливается стабильностью параметров радиотехнических средств посадки и существенным образом влияет на динамику управления. В существующих радиотехнических средствах посадки минимальные крутизны глиссадной зоны Siζ_min могут отличаться от максимальных Siζ_max в 5-6 раз. Крутизна глиссадной зоны может характеризоваться коэффициентом K_г, учитывающим отличие фактической крутизны сигнала посадочной радиотехнической системы от расчетной. Значительные изменения коэффициента K_г приводят к серьезному ухудшению динамики процессов управления самолетом при АЗП.

Из вышеуказанного следует желательность повышения динамической точности процессов стабилизации самолета на глиссаде при АЗП при изменении коэффициента крутизны глиссады K_г.

На фиг. 1 изображено устройство для формирования сигнала управления перегрузкой самолета при автоматическом заходе на посадку, а на фиг.2 - результаты цифрового моделирования заявляемого устройства и прототипа при разбросе коэффициента крутизны глиссады K_г в пределах K_г 0,5 ≈ 15.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения с получением вышеуказанного технического результата, заключаются в следующем. Устройство для формирования сигнала управления перегрузкой самолета при автоматическом заходе на посадку, представленное на фиг. 1, содержит датчики 1 и 2 отклонения самолета от глиссады и вертикальной скорости самолета соответственно, сумматоры 3, 4, 5, 6, 7 и 8, интеграторы 9 и 10, фильтры 11 и 12, блок 13 включения режима посадки, ключ 14. Выход датчика 1 подключен к первому входу сумматора 4 и ко входу блока 13 включения режима посадки, выход датчика 2 к первому входу сумматора 3, к первому входу сумматора 6 и к первому входу интегратора 10, предназначенному для установки начальных условий, выход сумматора 3 ко входу интегратора 9, выход интегратора 9 ко второму входу сумматора 4 и к первому входу сумматора 5, выход сумматора 4 подключен ко входу фильтра 11 и ко второму входу сумматора 3, выход фильтра 11 ко второму входу сумматора 5 и ко второму входу сумматора 6, выход сумматора 5 к первому входу сумматора 7, выход сумматора 7 через замыкающие контакты ключа 14 к третьему входу сумматора 8 и ко входу фильтра 12, выход которого соединен со вторым входом интегратора 10, выход сумматора 6 ко второму входу сумматора 7 и ко второму входу сумматора 8, выход интегратора 10 к первому входу сумматора 8. Выход блока 13 включения режима посадки подключен к управляющему входу ключа 14 и к третьему входу интегратора 10, управляющему режимом работы интегратора (запись начальных условий по первому входу или интегрирование сигнала, поступающего на второй вход).

Датчики 1 и 2 входят в состав штатного навигационно-пилотажного оборудования самолета датчик 1 является бортовым приемником посадочной радиотехнической системы, а датчик 2 является частью СВС (системы воздушных сигналов).

Ключ 14 реализован на стандартной микросхеме КР590 КН4 (см. Якубовский С. В. Барханов Н.А. Ниссельсон ЛИ и др. Аналоговые и цифровые интегральные микросхемы. Справочное пособие. М. Радио и связь, 1985, 432 с. рис. 6.10 в, с. 375): вывод 10 микросхемы является управляющим входом ключа 14, выводы 3 и 4 служат сигнальным входом и выходом ключа.

Блок 13 включения режима посадки выполнен на стандартных микросхемах 521 СА2 (см. Нестеренко Б. К. Интегральные операционные усилители. Справочное пособие по применению. М. Энергоиздат, 1982, 128 с. рис. 60а, с. 78) (компаратор напряжения) и КР590 КН4 (коммутатор сигналов). Вывод 7 микросхемы 521 СА2, являющийся выходом блока включения режима посадки, соединен с выводом 15 микросхемы КР590 КН4, к выводу 6 которой подключен источник питания + 12В, а к выводу 5 резистор, другой вывод которого соединен с выводом 3 микросхемы 521 СА2. Блок 13 включения режима посадки формирует на своем выходе сигнал низкого уровня в момент захвата глиссады (когда сигнал на выходе измерителя 1 становится положительным) и удерживает этот сигнал далее в течение всего времени захода самолета на посадку. При появлении на входе компаратора положительного сигнала с выхода датчика 1 (в момент захвата глиссады) компаратор срабатывает. Сигнал низкого уровня, появляющийся на выводе 7 микросхемы 521 СА2, замыкает контакты ключа (выводы 6 и 5 микросхемы КР590 КН4), подавая напряжение + 12 В через резистор на вывод 3 микросхемы 521 СА2 и блокируя ее в этом сработанном состоянии на все последующее время выполнения режима АЗП.

Сумматоры 3, 4, 5, 6, 7 и 8 выполнены на ОУ типа 14ОУД6 по стандартной схеме многоходового сумматора (см. Нестеренко Б.К. Интегральные операционные усилители. Справочное пособие по применению. М. Энергоиздат, 1982, 128 с. рис. 26.а, с. 39).

Фильтр 11 представляет собой апериодическое звено с постоянной времени 0,3 0,5 с, конкретное значение которой зависит от частоты фильтруемых помех. Фильтр 11 реализуется по стандартной схеме на ОУ 14ОУД6 с резистивно-емкостной обратной связью и с резистором на входе (см. Витенберг И.М. Основные технические и эксплуатационные характеристики аналоговых вычислительных машин. М. Машиностроение, 1972, 304 с. табл.1, схема 1, с. 20).

Реализация фильтра 12 определяется выбором его характеристик. Передаточная функция фильтра выбирается из условия W_ф2(p) W₁(p)·W₂(p), где W_ф2(p) передаточная функция фильтра 12; W₁(p) передаточная функция самолета с подсистемой управления перегрузкой; W₂(p) передаточная функция датчика 2 вертикальной скорости самолета.

На практике допускается аппроксимация произведения передаточных функций W₁(p)·W₂(p) упрощенным динамическим звеном, реакция которого на ступенчатое воздействие совпадает с доминирующей составляющей в выходном сигнале последовательно соединенных звеньев с передаточными функциями W₁(p) и W₂(p) при аналогичном воздействии на входе. В качестве такого упрощенного динамического звена можно принять, в частности, апериодическое звено с постоянной времени 0,8 1,5 с. Фильтр 12 в этом случае реализуется по стандартной схеме на ОУ 14ОУД6 с резистивно-емкостной обратной связью и с резистором на входе (см. Нестеренко Б.К. Интегральные операционные усилители. Справочное пособие по применению. М. Энергоиздат, 1982, 128 с. табл. 1, схема N1, с. 20).

Интегратор 9 реализован по стандартной схеме (Тетельбаум И.М. Шнейдер Ю. Р. 400 схем для АВМ. М. Энергия, 1978, 248 с. рис. 1.1а, с. 24).

Интегратор 10 также реализован по стандартной схеме (см. Тетельбаум И.М. Шнейдер Ю.Р. 400 схем для АВМ. М. Энергия, 1978, 248 с. рис. 1.1в, с. 24).

Резистор 2 служит первым входом интегратора и предназначен для установки начальных условий (данный вход подключают к выходу датчика 2), резистор r₁ является вторым (сигнальным) входом, к которому подключают выход фильтра 12. Коммутации в схеме интегратора осуществляются микросхемой КР59ОКН4 (см. Якубовский С. В. Баркашов Н.А. Ниссельсон Л.И. и др. Аналоговые и цифровые интегральные микросхемы: Справочное пособие. М. Радио и связь, 1985, 432 с. рис. 6.106, с. 375): выводы 10, 15 соединены и являются третьим управляющим входом интегратора, подключенным к выходу блока 13 включения режима посадки; выводы 4, 16 соединены и подключены ко входу ОУ типа 14ОУД6 (см. Нестеренко Б. К. Интегральные операционные усилители. Справочное пособие по применению. М. Энергоиздат, 1982, 128 с.); вывод 1 соединен с общей точкой резисторов r₁ и r₂; вывод 3 соединен с резистором R₁₁; выводы 9 и 8 соединены соответственно с резистором r₂ и с выходом ОУ. При подаче сигнала низкого уровня с выхода блока 13 включения режима посадки на третий (управляющий) вход интегратора последний переводится из режима задания начального условия, равного по величине сигналу на выходе измерителя 2 на момент захвата глиссады, в режим интегрирования сигнала с выхода фильтра 12.

Работа устройства для формирования сигнала управления перегрузкой самолета при автоматическом заходе на посадку происходит следующим образом. До момента захвата глиссады самолет пилотируется в режиме автоматической стабилизации высоты (штатный вариант захода на посадку). При появлении положительного сигнала с выхода измерителя 1, свидетельствующего о захвате глиссады, блок 13 включения режима посадки выдает (и затем фиксирует) сигнал низкого уровня, замыкающий контакты ключа 14 и переводящий интегратор 10 из режима занесения начальных условий по вертикальной скорости самолета в режим интегрирования сигнала с выхода фильтра 12. Процесс стабилизации самолета на глиссаде после этого описывается уравнениями где Δn_{у зад} сигнал управления перегрузкой самолета; ΔH^* улучшенная оценка отклонения ΔH самолета от глиссады; улучшенная оценка скорости отклонения самолета от глиссады; i, μ передаточные числа по отклонению и скорости отклонения самолета от глиссады;
l весовые коэффициенты по первому и второму входам сумматора 8;
g ускорение свободного падения;
оценка отклонения ΔH самолета от глиссады;
ε разностный сигнал между отклонением самолета от глиссады с учетом крутизны глиссадной зоны K_г и оценкой отклонения ;
ΔH отклонение самолета от глиссады;
H текущая высота;
H_зад заданная высота;
W_ф1 передаточная функция фильтра 11;
a весовой коэффициент на вторых входах сумматоров 3 и 6.

Возможность повышения динамической точности при изменении K_г рассмотрим для идеализированного случая, когда в качестве сигналов формирования Δn_{у зад} используется информация об отклонении и скорости отклонения самолета от глиссады, а передаточные функции W_ф2, W₁(p) и W_ф1 равны 1.

Тогда передаточная функция будет иметь вид
,
при λ _→ ∞

следовательно, в этом случае H f(H_зад) не зависит от измерения K_г.

Получение информации о сигналах ΔH и в предлагаемом устройстве осуществляется с помощью модифицированного наблюдающего устройства, с помощью которого формируются улучшенные оценки ΔH^* и соответственно отклонения и скорости отклонения от глиссады.

Приняв передаточную функцию W_ф1 в виде W_ф1 1/(T_p+1), получим выражения для ΔH^* и
(2)
(3)
Из (2) видно, что в статике ΔH^*= ΔH·K_г, а в динамике существуют различия между ΔH^* и ΔH·K_г, обусловленные наличием фильтра W_ф1.

Из (3) следует, что величина отличается от величины только в динамике. Чем больше величина a и меньше величина T, тем динамические погрешности будут меньше. Величина a определяет динамику наблюдающего устройства, включающего в свой состав блоки 3, 9, 4, 11, 5 и 6.

Так как величина λ в системе АЗП имеет конечную величину, обусловленную устойчивостью системы, а передаточные функции W_ф2, W₁(p) и W_ф1 конкретные выражения, отличные от единичной функции, то переходный процесс по DH будет зависеть от величины K_г. Фиг.2 иллюстрирует влияние величины K_г на динамику системы АЗП, полученную с помощью сравнительного моделирования системы АЗП в соответствии с прототипом и заявляемым устройством. Переходный процесс по ΔH, обозначенный пунктирными линиями, при использовании сигнала в модели (схема в прототипе) имеет значительный разброс по времени. В частности, при K_г 1 время переходного процесса составляет t ≈ 35 с, при K_г 1,5 t ≈ 27 с и при K_г 0,5 t ≈ 65 70 с.

При использовании заявляемой компенсационной связи по время переходного процесса (обозначение сплошными линиями) примерно одинаково при тех же разбросах K_г и составляет t ≈ 35 c, что близко к времени переходного процесса по при номинальном значении K_г(K_г 1).

Максимальные величины ΔH во время переходного процесса также ближе к максимальной величине ΔH, имеющей место при номинальном значении K_г.

Формула изобретения

Устройство для формирования сигнала управления перегрузкой самолета при автоматическом заходе на посадку, содержащее датчик отклонения самолета от глиссады, первый сумматор, второй сумматор, выход которого является выходом устройства, первый интегратор, выход которого соединен с первым входом второго сумматора, ключ, посредством которого выход первого сумматора соединен с третьим входом второго сумматора, и блок включения режима посадки, вход которого соединен с выходом датчика отклонения самолета от глиссады, а выход
с управляющим входом ключа и с третьим входом первого интегратора, отличающееся тем, что в него дополнительно ведены датчик вертикальной скорости, выход которого соединен с первым входом первого интегратора, третий сумматор, первый вход которого соединен с выходом датчика вертикальной скорости, второй интегратор, вход которого соединен с выходом третьего сумматора, четвертый сумматор, входы которого соединены с выходами датчика отклонения самолета от глиссады и второго интегратора, а выход соединен с вторым входом третьего сумматора, первый фильтр, вход которого соединен с выходом ключа, а выход соединен с вторым входом первого интегратора, второй фильтр, вход которого соединен с выходом четвертого сумматора, пятый сумматор, входы которого соединены с выходом второго интегратора и второго фильтра соответственно, а выход соединен с первым входом первого сумматора, шестой сумматор, первый вход которого соединен с выходом датчика вертикальной скорости, второй вход соединен с выходом второго фильтра, а выход соединен с вторым входом первого сумматора и с вторым входом второго сумматора.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2