Исследование системы траекторного управления СТУ-154, автоматической бортовой системы управления АБСУ-154

«ИССЛЕДОВАНИЕ СИСТЕМЫ ТРАЕКТОРНОГО УПРАВЛЕНИЯ СТУ-154 АВТОМАТИЧЕСКОЙ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ АБСУ-154».

ИССЛЕДОВАНИЕ СИСТЕМЫ ТРАЕКТОРНОГО УПРАВЛЕНИЯ СТУ-154 АВТОМАТИЧЕСКОЙ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ АБСУ-154.

Цель работы.

• 1. Изучить структурную схему СТУ-154, реализуемые законы управления в автоматическом и полуавтоматическом (директорном) режимах.
• 2. Исследовать работоспособность и точность отдельных составных частей СТУ-154 (следящих систем, блоков и динамических звеньев).
• 3. Получить практические навыки проведения проверок схемы СТУ-154 в условиях лаборатории перед установкой оборудования на самолет.

автоматический барометрический скорость полет НАЗНАЧЕНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ АВТОМАТИЧЕСКОЙ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ АБСУ-154.

Назначение АБСУ-154:

Автоматическая бортовая система управления АБСУ-154 предназначена для обеспечения заданных характеристик устойчивости и управляемости самолета, стабилизации параметров полета и управления самолетом.

АБСУ-154 обеспечивает:

улучшение характеристик устойчивости и управляемости самолета во всем диапазоне эксплуатационных скоростей и высот полета при ручном пилотировании;

стабилизацию углового положения самолета относительно трех основных осей с точностью ±0,5°;

стабилизацию барометрической высоты с точностью ±20 м на маршруте и ±10 м при заходе на посадку;

стабилизацию приборной скорости полета автоматом тяги с точностью ±5 км/ч;

выполнение координированных разворотов на заданный угол;

набор высоты с углами тангажа до +20° и снижение с углами тангажа до -10°;

управление самолетом в горизонтальной плоскости по сигналам навигационного комплекса;

боковое и продольное управление самолетом при заходе на посадку по сигналам системы траекторного управления СТУ-154 до высоты 30 м;

индикацию текущего курса и угла сноса с точностью ±1,5°;

индикацию заданного путевого угла с точностью ±2,5°;

индикацию углов крена и тангажа с точностью ±1,3° вблизи нулевых отметок шкал и ±3° в остальных диапазонах шкал.

Потребляемая системой мощность: по однофазной сети 115 В 400 Гц — 23 ВА;

по трехфазной сети 36 В 400 Гц — 330 ВА;

по трехфазной сети 208 В 400 Гц — 400 ВА.

Гидравлическое питание рулевых агрегатов обеспечивается от трех независимых гидросистем жидкостью АМГ-10 с рабочим давлением 21С±10 кгс/см2.

Масса комплекта АБСУ-154 — 260 кг.

Время готовности системы — 5 мин.

Гарантийный ресурс работы — 1000 летных часов.

АБСУ-154 — сложная, в основном трижды резервированная система, сохраняющая работоспособность после возникновения нескольких разноименных отказов и обеспечивающая возможность безопасного завершения полета при возникновении второго одноименного отказа.

В системе предусмотрен встроенный непрерывный контроль основных параметров, характеризующих ее состояние и автоматическое переключение отказавших устройств на резервные с одновременной сигнализацией об этом экипажу, а также автоматический (в течение 10 минут) предполетный контроль.

Автоматическая бортовая система управления АБСУ-154 состоит из следующих трех функционально связанных между собой систем (рис. 1):

• — системы траекторного управления СТУ-154;
• — системы автоматического управления САУ-4;
• — автомата тяги АТ-4−2М.

Конструктивно система АБСУ-154 выполнена в виде платформ с установленными на них блоками, приборов индикации навигационно-пилотажной информации, пультов с органами управления и устройств световой и звуковой сигнализации, органически вписанных в конструкцию планера и интерьер кабины экипажа.

Назначение СТУ-154 и выполняемые функции.

СТУ-154 является составной частью АБСУ-154. Она предназначена для формирования и индикации команд директорного (полуавтоматического) и автоматического управления в режиме захода на посадку, а также для индикации основных пилотажно-навигационных параметров во всех режимах полета.

В соответствии со своим назначением система выполняет следующие функции:

• — формирует и индицирует командные сигналы для директорного (полуавтоматического) и автоматического управления самолетом на этапе захода на посадку и уходе на второй круг;
• — индицирует с помощью комбинированных приборов ПКП-1 и ПНП-1 основные текущие и заданные пилотажно-навигационные параметры пространственного положения самолета:
  • · крен (),
  • · тангаж (),
  • · курс (),
  • · заданный путевой угол (ЗПУ),
  • · угол сноса (УС), заданный курс (ЗК),
  • · отклонение от заданной скорости полета (),
  • · отклонение от заданной траектории в вертикальной плоскости (),
  • · отклонение от заданной траектории в горизонтальной плоскости ();
• — выдает информацию об отказе систем, сигналы которых используются для формирования команд управления (радиосредств системы посадки, авиагоризонта, курсовой системы и т. д.);
• — выдает информацию об отказах бокового и продольного каналов системы;
• — индицирует режимы работы системы световыми табло (СП, VOR, НВ, РСБН);
• — выдает командные сигналы в систему САУ-4 для автоматического управления самолетом при заходе на посадку.

Параметры режима полёта в вертикальной плоскости представлены на рис. 2.

Параметры режима полёта в горизонтальной плоскости представлены на рис. 3.

Состав СТУ-154.

В состав СТУ154 входят следующие блоки:

• — прибор командно-пилотажный ПКП-1 (2 шт.);
• — прибор плановый навигационный ПНП-1 (2 шт.);
• — вычислитель бокового канала В-20 (3 шт.);
• — вычислитель продольного канала В-21 (3 шт.);
• — блок суммирования БС-14 (1 шт.);
• — блок контроля БК-17 бокового и продольного каналов вычислителя (2шт.);
• — усилитель следящих систем У-87 (2 шт.);
• — коробка соединительная КС-2 (1 шт.), на которой установлены все перечисленные блоки, за исключением приборов ПКП-1 и ПНП-1.

Структурная схема СТУ-154 изображена на рис. 4.

Пилотажно-навигационные параметры, определяемые устройствами ТКС-П2, МГВ-1СК, КУРС-МП2, ДИСС-3П, НВУ-Б3, подаются на приборы ПНП-1 для индикации и на вычислители для формирования командных сигналов управления самолетом.

По своему назначению и конструктивному исполнению вычислители СТУ-154 делятся на вычислители бокового канала управления В-20 и продольного канала управления В-21.

Сформированные в вычислителях сигналы управления через блоки контроля БК-17 подаются на приборы ПКП-1 для индикации команд управления и в систему автоматического управления САУ-4 для исполнения этих команд.

Характерной особенностью каждого из каналов является:

• — резервирование вычислителей;
• — непрерывный встроенный контроль и сигнализация работоспособности;
• — тест-контроль блоков контроля БК-17 и усилителей У-87.

Приборы ПКП-1 и ПНП-1.

Основная пилотажно-навигационная информацияо положении воздушного судна в пространстве, предоставляемая пилоту визуально, сосредоточена на следующих приборах:

• — пилотажно-командный прибор ПКП-1;
• — плановый навигационный прибор ПНП-1

Прибор ПНП-1 объединяет указатели положения самолета в горизонтальной плоскости, положения самолета относителыно траектории в вертикальной плоскости, дальности до радиомаяка, сигнализаторы полета «НА» или «ОТ» радиомаяка и отказа радиосредств посадки и датчика курса.

Прибор ПКП-1 объединяет в себе дистанционный авиагоризонт, командный нуль-прибор, указатели положения самолета относительно заданной траектории полета, указатели высоты, отклонения от заданной скорости, скольжения, а также сигнализаторы исправности работы бокового и продольного каналов системы траекторного управления, датчиков крена и тангажа.

На рис. 3 и рис. 4 представлены лицевые части приборов ПКП-1 и ПНП-1.

Рис. 3. Прибор ПКП-1: 1 — бленкер отказа формирователя команд бокового канала; 2 — стрелка указателя боковой команды управления; 3 — полусфера указателя крена и тангажа; 4 — силуэт самолета; 5 — бленкер отказа формирователя команд продольного канала; 6 — стрелка отклонения от равносигнальной зоны глиссады; 7 — шкала указателя отклонения от равносигнальной зоны глиссады; 8 — стрелка указателя продольной команды управления; 9 — бленкер отказа датчиков крена и тангажа; 10 — шкала указателя отклонения от равносигнальной зоны курса; 11 — стрелка указателя отклонения от равносигнальной зоны курса; 12 — указатель скольжения; 13 — стрелка указателя крена; 14 — шкала указателя крена; 15 — стрелка указателя истинной высоты; 16 — шкала указателя отклонения от заданной скорости полета; 17 — стрелка указателя отклонения от заданной скорости полета.

Рис. 4. Прибор ПНП-1: 1 — стрелка сигнализатора нерабочего состояния счетчика дальности; 2 — счетчик дальности; 3 — стрелка отклонения от равносигнальной зоны глиссады; 4 — стрелка указателя ЗПУ; 5 — шкала указателя УС; 6 — индекс указателя УС; 7 — неподвижный индекс отсчета текущего курса; 8 — сигнализатор полета на радиомаяк; 9 — индекс указателя ЗК; 10 — шкала отклонения от равносигнальной зоны глиссады; 11 — счетчик ЗПУ: 12 — стрелка сигнализатора нерабочего состояния счетчика ЗПУ; 13 — бленкер отказа глиссадного радиоприемника; 14 — стрелка отклонения от равносигнальной зоны курса; 15 — силуэт самолета; 16 — сигнализатор полета от радиомаяка; 17 — шкала курса; 18 — три индекса, связанных со стрелкой ЗК для построения прямоугольного маршрута захода на посадку; 19 — бленкер отказа курсовой системы; 20 — кремальера ЗПУ; 21 — шкала указателя отклонения от равносигнальной зоны курса; 22 — бленкер отказа курсового р/приемника; 23 — табло режимов работы прибора и связи его с системами-датчиками; 24 — кремальера ЗК

Индикация сигналов, ,, ЗПУ, УС, ЗК осуществляется указателями, выполненными по принципу действия следящих систем, а индикация сигналов, ,, , — по принципу магнитоэлектрических систем.

Функциональные схемы следящих систем в основном идентичны. Одна из таких схем, в частности, схема крена, показана на рис. 5.

Сигнал крена с датчика через соединительную коробку КС-2 поступает на статор синусно-косинусного трансформатора командно-пилотажного прибора ПКП-1. С роторной обмотки сигнал рассогласования дистанционной передачи, пропорциональный крену, подается на усилитель следящей системы блока У-87. Усиленный сигнал поступает на управляющие обмотки двигателя. Двигатель-генератор отрабатывает индекс отсчета крена и ротор синусно-косинусного трансформатора (СКТ) до тех пор, пока сигнал на входе усилителя У-87 не станет равным 0, что соответствует согласованному положению ротора сельсина-приемника СКТ с датчиком крена.

Для улучшения динамических характеристик следящей системы применена скоростная обратная связь с использованием тахогенератора, являющегося частью двигателя генератора. Указатели команды управления в горизонтальной и вертикальной плоскостях, указатели отклонения самолета от траектории в горизонтальной и вертикальной плоскостях, указатель отклонения скорости от заданной скорости полета ПКП-1 представляют собой аналогичные по принципу действия магнитоэлектрические системы. Схема прохождения этих сигналов представлена на рис. 6.

Формирование командного сигнала для управления боковым движением.

Вычислитель бокового канала В-20 предназначен для формирования сигналов управления движением самолета на траектории в боковой плоскости. Входными сигналами вычислителя являются: сигнал отклонения от равносигнальной зоны КРМ (), сигнал усредненного заданного крена () и сигнал разности () между заданным путевым углом ЗПУ и текущим курсом ().

Сигнал поступает в вычислитель с курсового радиоприемника.

Сигнал поступает на вход вычислителя с СКТ прибора ПНП-1 или блока суммирования БС-14.

Сигнал поступает в вычислитель с блока контроля К-17 бокового канала.

Структурная схема вычислителя В-20 показана на рис. 7.

Выходной сигнал каждого из трех вычислителей системы () постоянного тока поступает в блок контроля БК-17 бокового канала. Там из сигналов () трех вычислителей формируется сигнал (), который в качестве сигнала положительной обратной связи поступает на входы трех вычислителей а, затем после суммирования с сигналами текущего крена поступает в САУ и на командные стрелки ПКП-1.

Структурная схема формирования команды управления боковым движением самолета в СТУ-154 показана на рис. 10.

Блоки контроля БК-17 обеспечивают в полете непрерывный автоматический контроль исправности вычислителей бокового и продольного каналов СТУ.

Логическая схема блока контроля БК-17 в боковом канале показана на рис. 8.

Принцип контроля основан на сравнении выходных сигналов каждого из вычислителей с их средним значением .

При отказе какого-либо из вычислителей, когда разность абсолютных величин и становится больше установленного порога, срабатывает соответствующий отказавшему вычислителю пороговый элемент блока контроля. Логическая схема сигнализации отключает сигнал исправности этого вычислителя и выдает сигнал его отказа. При этом выход отказавшего вычислителя бесконтактно отключается («запирается») КЭ блока контроля.

При отказе другого вычислителя (втором отказе) отключается сигнал ИСПРАВНОСТЬ КАНАЛА, который выдается блоком контроля только в случае исправности не менее двух вычислителей соответствующего канала.

Блок контроля БК-17 в боковом канале СТУ с помощью КЭ производит суммирование сигналов заданного крена и формирование из этих сигналов их среднего значения .

Формирование команды для управления боковым движением самолета производится путем суммирования сигнала и сигнала текущего крена самолета :

Где — для полуавтоматического режима:

— для автоматического режима:

;

— масштабный коэффициент цепи формирования сигнала по крену (мм/рад), измеряемый по сигналу радиовысотомеров при переключениях;

— коэффициенты передачи;

— функции ограничения выходных сигналов;

— постоянные времени.

Формирование командного сигнала для управления продольным движением.

Принцип формирования командного сигнала управления в продольном канале тот же, что и в боковом, однако, динамические свойства управления самолетом в вертикальной плоскости имеют свои особенности.

Для формирования командных сигналов управления самолетом в продольном канале используются сигнал отклонения от глиссады () и его производная (). Эти сигналы формируются в вычислителе В-21, структурная схема которого показана на рис. 12.

Выходной сигнал () каждого из трех вычислителей В-21 поступает на блок контроля БК-17 продольного канала, где с помощью КЭ формируется команда управления продольным движением самолета в директорном и автоматическом режимах.

Блок контроля БК-17 в продольном канале СТУ с помощью КЭ производит суммирование командных сигналов управления самолётом и формирование из этих сигналов их среднего значения .

Сигналы () поступают на соответствующие командные стрелки приборов ПКП-1 и в САУ-4.

Структурная схема формирования команды управления продольным движением самолета СТУ-154 показана на рис. 13.

Сформированы в вычислителях продольного канала команды управления самолета имеют вид:

— для полуавтоматического режима:

— для автоматического режима:

— передаточный коэффициент цепи формирования команды управления по тангажу (мм/град);

— коэффициенты передачи;

— постоянные времени;

— нелинейности, типа ограничения.

Общие сведения о блоках У-87, БС-14, КС-2.

Усилитель У-87 предназначен для обеспечения работы планового навигационного ПНП-1 и командно-пилотажного ПКП-1 приборов СТУ-154.

Усилитель состоит из шести самостоятельных аналогичных каналов, которые используются для усиления сигналов переменного тока, поступающих с датчиков ЗПУ, ЗК, УС через приемники следящих систем на управляющие обмотки исполнительных двигателей.

Блок суммирования БС-14 предназначен для формирования сигнала, пропорционального алгебраической сумме углов текущего курса и ЗПУ, а также обеспечения автоматического захвата глиссады и выдачи при этом команды в виде сигнала постоянного тока +27 В.

Коробка соединительная КС-2 предназначена для размещения основных вычислительных блоков системы, монтажа электрических соединений приборов, связей системы с датчиками, для вывода сигналов на контрольные разъемы и подключения питания к системе от бортовых источников.