Автопилот легкого самолета без гироскопических датчиков углов ориентации

1.

Актуальность темы

Цель работы

В настоящее время щирокое применение находят легкие самолеты — административные, деловые, частные, вспомогательные, спортивные, санитарные, самолеты сельскохозяйственного назначения, которые называют самолетами общего назначения [11]. Эти самолеты имеют высокие летные характеристики и предназначаются для выполнения непродолжительных полетов. На них обычно используются простейшие автопилоты, особенности которых:

— простота конструкции, эксплуатации и обслуживания, позволяющая пользоваться ими широкому кругу лиц, имеющих, зачастую, весьма слабую подготовку;

— низкая стоимость, что обусловлено применением их в частной авиации;

— минимальные массо-габаритные показатели;

— высокая универсальность, допускающая возможность установки на различные типы самолетов.

Более сложные автопилоты должны обеспечивать стабилизацию заданной высоты или воздушной скорости (воздействием на руль высоты), полет по наземным курсовым радиомаякам и могут наращиваться блоками для выдерживания самолета на глиссаде по сигналам глиссадного радиоприемника до высоты 75 м, на которой автопилот выключается. Автопилоты для легких самолетов должны оказывать существенную помощь летчику при полетах в сложных метеоусловиях и повышать комфорт пассажиров при полетах в турбулентной атмосфере.

Существующие в настоящее время автопилоты легких самолетов имеют, как правило, классическую схему, когда в состав автопилота входят трехстепенной гироскопический К}фсовой прибор и гировертикаль, имеющие сравнительно высокую массу и стоимость. Однако для спортивных самолетов, самолетов сельскохозяйственного назначения и др. нужны автопилоты, для которых требования низкой стоимости, малой массы и габаритов являются определяющими. Так, автопилот для спортР1вного самолета предназначен для управления только на этапах перелета самолета с одного аэродрома базирования на другой. Поэтому автопилот должен иметь минимальное количество комплектзтощих его блоков небольших размеров и массы, которые можно легко и быстро как установить на борт самолета, так и демонтировать в случае необходимости.

Поэтому для названных самолетов и для легких самолетов вообщАе возникает необходимость построения малогабаритных автопилотов неклассической схемы с функциональными возможностями автопилотов классической схемьг

В настоящ-ее время существуют системы стабилизации легких летательных аппаратов, использующие в качестве датчиков современные оптические и электростатические датчики, измеряющие положение летательного аппарата по крену и тангажу [41−43]. Однако всем этим устройствам присущ общий недостаток, а именно, низкая точность стабилизации летательных аппаратов, обусловленная зависимостью показаний датчика от состояния атмосферы и подстилающей поверхности. Кроме того, оптические системы стабилизации неприменимы при плохой освещенности и слабой контрастности поверхности, при которой плохо просматривается линия горизонта.

Известны системы управления летательными аппаратами, в составе которых нет гироскопической вертикали — датчика углов крена и тангажа летательных аппаратов [2,3,39]. В этих системах управления для стабилизации угла крена летательного аппарата используется косвенная информация о крене, которую получают с помощью двухстепенного гироскопического датчика угловой скорости й>а, ось чувствительности которого располагается параллельно нормальной оси самолета. Сигнал, который вырабатывается такой датчик при постоянной скорости полета летательного аппарата, пропорционален с некоторой точностью упту' крена летательного аппарата. Но получение инфюрмации об угле крена, как такового, в системе управления боковым движением самолета не производится.

Принцип действия этих систем основан на взаимосвязи зАла крена с угловой скоростью рыскания у летательных аппаратов с одной плоскостью симметрии. А поэтому здесь крен летательного аппарата устраняется до тех пор, пока существует сигнал с датчика угловой скорости рыскания. В связи с этим такие системы управления в том виде, как они представлены в авторских свидетельствах и патенте, имеют ряд недостатков:

• Невысокая точность стабилизации крена самолета (особенно самолетов с собственной спиральной неустойчивостью) в виду малых значений коэффициента передачи сигнала по угловой скорости й) А в канале элеронов автопилота.

Стремление же повысить точность стабилизации угла крена за счет увеличения порции сигнала по угловой скорости озл приводит к потере устойчивости системы «самолет — автопилот» в боковом значении.

• Малое быстродействие самолета по крену в режиме управления при малом передаточном числе автопилота по угловой скорости Фу. Повышение быстродействия самолета по крену достигается липш после введения нелинейного закона управления в канал элеронов автопилота [64].

• Низкая точность стабилизации курса, обусловленная статической ошибкой самолета по крену и малым коэффициентом передачи сигнала по отклонению самолета от заданного курса. При этом увеличение точности стабилизации заданного курса за счет увеличения передаточного числа по углу рыскания приводит к появлению больших кренов самолета в режиме стабилизации курса.

Перечисленные недостатки систем управления, схемы которых приведены и описаны в материалах [2,3,39], естественно, ограничивают их применение на легких самолетах. Однако существуют пути их усовершенствования для применения на легких самолетах различного назначения при решении широкого круга задач управления полетом самолета.

Таким образом, одна из целей, диссертации состоит в разработке структуры, законов управления автопилота для легкого самолета без использования гироскопических измерителей углов рыскания крена и тангажа, удовлетворяющего жестким требованиям по массе, габаритам, стоимости, функциональным возможностям, которыми обладают автопилоты легких самолетов общего назначения. Данная работа является дальнейшим развитием многолетних работ, проводимых в КГТУ им. А. Н. Туполева (КАИ) по созданию автопилотов нетрадиционных схем для легких самолеток Вторая цель диссертации состоит в создании эффективной, удобной в инженерной практике методики синтеза предлагаемой системы управления, обоснование которой дадим в следующем разделе введения.

Создание неклассического варианта системы управления легким самолетом, удовлетворяющего перечисленным выше требованиям, нашло отражение в научных статьях [57−59] и заявках на изобретения [21,22 .

Заключение

Выполненная в диссертации работа представляет собой завершенную научно-техническую работы по созданию новой системы управления полетом легких самолетов.

Основные научно-технические результаты состоят в следующем.

1. Предложена новая структура системы автоматического управления полетом легкого самолета, в составе которой нет позиционных гироскопических датчиков углов крена, тангажа, рыскания, что позволяет уменьшить габариты, массу и стоимость системы управления легким самолетом.

2. Для системы регулирования пятого порядка получены характеристические полиномы из условия минимума интегрального квадратичного критерия качества обобщенной формы при наличии ограничений как на сумму или произведение корней характеристического полинома, так и на сумму и произведение корней характеристического полинома. Полученные характеристические полиномы являются обобщением известных в теории автоматического управления полиномов.

Полиномы позволяют реализовать желаемый характер переходных процессов и требуемое время регулирования при полной и неполной информации о векторе состояния объекта управления с учетом расположения нулей передаточной функции регулируемой величины.

3. Для бокового и продольного каналов стабилизации системы управления предложены нелинейные законы управления, обеспечивающие эффективное парирование ветровых возмущений.

4. На базе полученных характеристических полиномов разработана методика синтеза каналов руля направления и элеронов системы управления при учете взаимосвязи движений рыскания и крена.

5. Получены условия выбора передаточных чисел автопилота боковой стабилизации с учетом желаемого расположения нулей и полюсов

129 передаточных функций системы, обеспечивающих требуемое качество переходных процессов параметров самолета в боковом движении.

6. Разработана методика выбора оптимальных параметров автопилота продольной стабилизации на основе характеристических полиномов из условия минимума интегрального квадратичного критерия качества, экстремаль которого описывается обыкновенным дифференциальным уравнением второго порядка. Получены аналитические решения для оптимальных передаточных чисел автопилота.

7. Работоспособность системы управления легким самолетом, конструктивность ее параметров, достоверность результатов подтверждена расчетами и моделированием системы «самолет-автопилот».