Типовые схемы СУ высотой полета самолета

Тема 7. (4 ч., СРС 2 ч.)

Автоматическое управление траекторией может использоваться на всех этапах полета. Простейшими являются контуры раздельной стабилизации высоты и скорости полета самолета. В этих контурах текущие значения регулируемого параметра поддерживаются относительно уровня, задаваемого летчиком. В более сложных режимах управления требуемая траектория полета определяется в БЦВМ. В качестве измерителей координат и скорости полета применяются барометрические и радиотехнические высотомеры, инерциальные системы, доплеровские измерители скорости, а также наземные радиотехнические средства. В БЦВМ навигационного комплекса на основе информации навигационных систем вычисляются отклонения от заданной траектории. В зависимости от этих отклонений в ВУ системы траекторного управления (СТУ) формируются команды на изменение углового положения самолета (в частности, угла тангажа) и определяется режим работы двигателя.

Т.о. в СТУ можно выделить внутренний контур (ВК) управления, выполняющий исполнительные функции. Таким ВК при управлении продольным движением является система стабилизации угла тангажа или система стабилизации нормальной перегрузки, а при управлении боковым движением системы стабилизации углов рыскания или крена.

Режим стабилизации высоты является одним из основных рабочих режимов. Основной координатой управления в СУ_Н (АП_Н) является отклонение центра тяжести самолета от заданной высоты полета, которое может быть измерено барометрическим корректором высоты, радиовысотомером или инерциальной системой. Типовая функциональная схема системы стабилизации высоты полета имеет вид:

		Рис. 4.1

Где: ВК – контур стабилизации угловых движений (перегрузки или угла тангажа);

ОУ – кинематические соотношения, связывающие параметры движения центра масс (Н и V) с параметрами движения вокруг центра масс;

ВУ – вычислительное устройство;

ДВ – датчик высоты.

При расчете параметров СУ_Н обычно принимают в качестве заданных следующие требования: перерегулирование не должно превышать 10-20 % от величины заданного значения изменения высоты полета, выход на которую должен осуществляться за минимальное время.