что такое автомат тяги в самолете

Автомат тяги

Типовые схемы СУ скоростью полета

Тема 9. (4 ч., СРС 2 ч.)

Полет с заданной скоростью может происходить как на постоянной высоте, так и в режимах набора высоты и снижения. Системы автоматического управления скоростьюполета можно построить по трем основным схемам:

1. Управление скоростью полета через канал РВ. В этом случае тангенциальное ускорение регулируется путем изменения силы лобового сопротивления. Такое управление скоростью применяется при подъеме на заданный эшелон и снижении с него. Если тяга больше величины, необходимой для горизонтального полета, то подъем, меньше – снижение.

2. Управление скоростью полета путем воздействия на двигатель. В этом случае тангенциальное ускорение регулируется путем изменения силы тяги (см. ниже).

Автомат, регулирующий величину тяги двигателей в зависимости от скорости полета, назыв. автоматом тяги (АТ). АТ необходим для стабилизации скорости полета с одновременной стабилизацией траектории центра тяжести (например, режим захода на посадку и ухода на второй круг). Регулированием тяги двигателя осуществляется непосредственное воздействие на продольные силы, действующие на самолет.

Основным задатчиком режима работы каждого двигателя является рычаг управления двигателем (РУД). Все РУД через механическую проводку связаны с гидромеханической системой подачи топлива в двигатель. Количество топлива, подаваемое в камеру сгорания, определяет показатель работы турбины и компрессоров двигателя и, как следствие, – тяговые характеристики. При ручном управлении тягой двигателей летчик непосредственно воздействует на каждую РУД. При автоматическом управлении РУД перемещается приводом регулирования тяги с муфтой сцепления. При включении автоматического режима управления тягой муфта сцепления подключает привод регулирования тяги к РУД.

Закон управления астатического АТ имеет вид:

(4.35)

где: DV – отклонение воздушной скорости полета самолета от заданного значения;

d_РУД – угол перемещения РУД (сектора газа);

Наличие в законе управления АТ сигнала интеграла от отклонения скорости обеспечивает астатическую стабилизацию скорости, например, при изменении угла наклона траектории. Поэтому он и используется в СУ посадкой.

Уравнения изолированного длиннопериодического движения самолета (исключены уравнения моментов вокруг оси 0Z) имеют вид:

(4.36)

Из анализа (4.36) следует, что отклонения скорости полета от стабилизируемой влияет на измение высоты полета самолета. Полагая, что СУ обеспечивает равенство DH=0 при измении скорости полета, за счет отклонения РВ, можно оценивать динамику движения самолета по скорости, рассматривая только уравнение продольных сил, в котором изменение углов атаки и тангажа будет являться внешним возмущением.

Система уравнений, описывающая движение самолета по скорости с АТ при отсутствии возмущений, примет вид:

(4.37)

Функциональная схема системы «самолет-автомат тяги» изображена на рис.4.14:

ПФ системы имеет вид:

(4.38)

Выбор передаточных чисел АТ производят из условия обеспечения заданной динамики при отработке управляющего воздействия с учетом динамических характеристик двигателя (выше динамикой двигателя пренебрегли).

Следующий шаг введение обратной связи по производной скорости полета. Уравнение сил в проекции на скоростную систему координат имеет вид

, (4.39)

где — тангенциальная составляющая перегрузки.

Для режима стабилизации высоты можно принять »0 и в закон управления (4.35) с учетом (4.39) вводят вспомогательный сигнал пропорциональный тангенциальной составляющей перегрузки:

(4.40)

Коэффициент выбирается из условия обеспечения апериодических процессов управления. С целью минимизации влияния изменения скорости на точность стабилизации высоты полета СУ_H вводят перекрестную связь по отклонению скорости полета в СУ_H.

Источник

Зона автопилота и автомата тяги

Подытожим некоторые моменты:

Положения рукояток MANAGED или SELECTED меняют вид дисплеев FCU:

если рукоятки AIRSPEED и HEADING будут managed, то на соответствующем дисплее вместо цифрового значения скорости отобразится dash, а справа от него загорится сигнализатор (ball)

— на дисплей ALTITUDE никогда не выводится символ dash и ВСЕГДА отображается высота полета. Сигнализатор ball загорится при условии, что рукоятка ALT находится в режиме MANAGED, введенная высота больше чем acceleration altitude, введенная в MCDU

Вот пример описанных выше функций в режиме SELECTED:

Воздушная скорость, направление и вертикальная скорость находятся в режиме SELECTED, их значения зависят от вращения соответствующих рукояток, а выбранные значения будут отображены на дисплеях FCU:

А вот пример режима MANAGED:

Воздушная скорость, направление, высота и вертикальная скорость находятся в режиме MANAGED и управляются FMGS:

ВАЖНО:ДО ВЗЛЕТА ПАРАМЕТРЫ ВОЗДУШНОЙ СКОРОСТИ, НАПРАВЛЕНИЯ И ВЕРТИКАЛЬНОЙ СКОРОСТИ ДОЛЖНЫ НАХОДИТЬСЯ В РЕЖИМЕMANAGED, А НАЧАЛЬНАЯ ВЫСОТА ДОЛЖНА ПРЕВЫШАТЬ ACCELERATION ALTITUDE.

Для контроля корректного состояния FCU перед взлетом существует такая формула:

“dash, ball, dash, ball, ball, dash”(см.выше скриншот режима MANAGED):

Вот и получается скороговорка dash, ball, dash, ball, ball, dash 🙂

АВТОПИЛОТ (AP)

АP стабилизирует положение ВС относительно центра тяжести, управляет самолетом в соответствии с текущими вертикальным и горизонтальным профилями FMGC или FCU, берет на себя процедуры посадки в автоматическом режиме (AUTOLAND) и ухода на второй круг (GO-AROUND). Также AP управляет тангажом, креном, рысканьем, а также в некоторых моментах положением носового шасси. Если АР включен, то горит индикатор на pb AP1, а в пятой колонке FMA выводится сообщение AP1:

ВАЖНО:Если АР включен, а FD выключен, то AP будет выполнять свои функции при активных режимах HDG-V/S илиTRK/FPA, выбранных на FCU;

FLIGHT DIRECTOR (FD)

Когда самолет управляется вручную, ответственность за следование указаниям FD лежит на Pilot in command [34] . Когда включен автопилот, он делает то же самое за пилота.Если пилот хочет управлять самолетом вручную без учета параметров, введенных на FCU, ему следует отключить FD.

FD следует включать ДО включения автопилота. Если FD включен, то горит индикатор на pb FD, а в пятой колонке FMA выводится белое сообщение 1FD2:

Включение pb FD выводит на PFD так называемый «FD CROSSBAR»

TRK-FPA (track/flight path angle) режиме FD представлен двумя фигурами:

Важно помнить, что bird показывает текущее положение ВС.

Пилот сам выбирает, каким из этих двух режимов FD он будет пользоваться. Так, многие пилоты считают, что FD в режиме TRK/FPA наиболее понятен для визуального восприятия человеком:

— в горизонтальной плоскости мы можем видеть влияние бокового ветра и текущее положение ВС относительно просчитанной FMGC траектории полета;

— в вертикальной плоскости мы видим угол тангажа при снижении, что позволяет облегчить визуальный заход на посадку.

ВНИМАНИЕ: СБРОС FCU

Когда пилот выключает pb FD, память FCU сбрасывается. Именно поэтому сброс FCU следует делать сразу же при начале подготовки к рейсу. Так мы будем уверены, что FCU не сохранил никаких настроек, которые могли остаться оставшихся в памяти с крайнего рейса.

Перейдем к обзору следующего компонента модуля Flight Guidance– AUTOTHRUST

Тяга двигателей может контролироваться автоматически (когда автомат тяги задействован) или вручную пилотом.

A/THR может находиться в трех состояниях:

ARMED (наготове)— индикатор на pb A/THR горит, в пятой колонке FMA отображается A/THR (синим) [38] ;

ACTIVE (задействован)— индикатор на pb A/THR горит, в пятой колонке FMA отображается A/THR (белым), при этом в первой колонке FMA показан активный режим автомата тяги.

РУДы (THRUST LEVERS)

Четыре гейта соответствуют четырем режимам тяги двигателей:

А вот так выглядит схема РУДов в FCOM (что называется, «почувствуйте разницу»):

Зона A/THR ACTIVE RANGE имеет две градации: для двух двигателей (от IDLE до CL) и для одного двигателя (от IDLE до MCT).

Итак, пилот может использовать РУДы для:

ручного управления тягой двигателей;

задействования A/THR или установки его в ARMED;

применения реверсивной тяги;

применения режимов TAKE OFF и GO AROUND.

Когда A/THR задействован, он может работать в двух режимах:

Режим THRUST

Когда A/THR находится в фиксированном режиме тяги THRUST, на двигатели подается заданная постоянная тяга (ее максимальное значение ограничено положением РУД), а AP/FD изменением углов тангажа выдерживают заданную FMGS или FCU воздушную скорость:

ВАЖНО: Когда A/THR находится ARM при взлете или уходе на второй круг, на FMA отображается сообщение MAN TOGA или MAN FLX в белом прямоугольнике. Это служит напоминанием экипажу о правильной установке РУД для текущей фазы полета.

Режим SPEED/MACH

В переменном режиме тяги SPEED/MACH автомат тяги регулирует ее для удержания воздушной скорости (заданной FMGC или установленной на FCU). В режиме SPEED/MACH автомат тяги (несмотря на выставленное значение в FCU) не сможет выйти за действующие ограничения (constraints [46] ) по воздушной скорости для текущей фазы полета:

Смена режимов SPEED и MACH между собой производится FMGC автоматически или вручную через нажатие pb SPD/MACH. При этом FMA отображает SPEED или MACH.

При заходе на посадку на высоте 3200 футов и выпущенными закрылками в положение «CONF 1» и дальше, логика A/THR в режиме SPEED меняется с тем, чтобы тоньше подстроиться под изменение воздушной скорости.

Режим RETARD

Этот режим доступен только при посадке в автоматическом режиме (AP должен находиться в режиме LAND). Режим RETARD задействуется на высоте около 40 футах по радиовысотомеру. После касания он задействуется повторно. A/THR выставляет тягу в режим IDLE во время выполнения самолетом «FLARE [47] » (на FMA и E/WD отобразится сообщение IDLE). Если автопилот отключится во время FLARE после касании ВПП, A/THR из RETARD перейдет в режим SPEED. В этом случае пилоту надлежит вручную уменьшить тягу двигателей.

ВНИМАНИЕ:При посадке в автоматическом режиме на высоте 10 футов по радиовысотомеру голосовой автоинформатор объявит «RETARD», подсказывая экипажу перевести РУДы в гейт IDLE для того чтобы подтвердить уменьшение тяги. При иных режимах посадки сообщение RETARD прозвучит как напоминание на высоте 20 футов.

В режиме ALPHA FLOOR:

Двигатели переходят в TOGA (вне зависимости от состояния автомата тяги и занимаемого РУДами гейта);

Одновременно с этим автоматика будет стремиться уменьшить угол тангажа ВС.

После устранения опасной ситуации режим ALPHA FLOOR не отключается автоматически, тяга двигателей фиксируется на максимально допустимой, о чем говорит сообщение TOGA LK на FMA

Для отключения режима A.FLOOR пилот должен:

Ø Переместить РУД в гейт TOGA для того, чтобы избежать несогласованности межу положением РУД в гейте и индикацией FMC в момент отключения автомата тяги;

Ø Отключить автомат тяги нажатием на pb A/THR или instinctive buttons;

Ø Перевести РУД в гейт CL;

Ø Включить AT нажатием pb A/THR.

Перевод A/THR в положение ARMED

До взлета:

Ø Нажатием pb A/THR на FCU при незапущенных двигателях [48] ;

Ø Нажатием pb A/THR на FCU при запущенных двигателях и РУДах в гейтах FLX/MCT или TOGA.

В полете:

Ø Нажатием pb A/THR на FCU при нахождении РУДов вне зоны A/THR ACTIVE RANGE;

Ø Задействованием режима GO AROUND

Перевод A/THR в положение ACTIVE

Ø A/THR, будучи в ARM, задействуется переводом РУДов в зону A/THR ACTIVE RANGE;

Ø A/THR, будучи отключенным, задействуется нажатием pb A/THR на FCU. При этом РУДы должны находиться внутри зоны A/THR ACTIVE RANGE, включая IDLE.

Особенности перемещения РУДов при задействованном A/THR

Отключение A/THR- DISCONNECT

Есть два вида отключения экипажем автомата тяги:

Ø Стандартное: нажатием на РУДах instinctive buttons или переводом РУДов в IDLE;

Ø Нестандартное: нажатием pb A/THR на FCU

Блокировка автомата тяги

Если пилот отключил А/THR отжатием pb A/THR при РУДах, находящихся в гейте CL, автоматика заблокирует это действие и оставит тягу прежней до тех пор, пока РУД не будут выведены из гейта CL. Об этом сообщат мигающий символ THR LK в первой колонке FMA, сообщение на E/WD, а также звуковая сигнализация.

Источник

Законы управления и схемы автоматов тяги

Рассмотрим систему автоматического управления скоростью, использующую автомат тяги с пропорциональным законом управ­ления (А(р) = 1). Примем, что полином В(р)=Тдр+ 1. Будем по­лагать, что самолет летит горизонтально и автопилот стабилизирует заданную высоту так, что колебания угла 0 отсутствуют. Для этого случая (Д0 = 0) скорость полета определяется зависимостью

В наиболее простом случае стабилизации скорости автомат тя­ги должен обеспечить выдерживание скорости У3, равной той ско­рости У0, которую имел самолет в момент включения автомата тя­ги. Сигнал, пропорциональный отклонению A, V, выдается коррек­тором скорости в вычислительное устройство, к выходу которого подключен сервопривод, перемещающий РУД (рис. 3.90). Соответ­ствующая структурная схема показана на рис. 3.91. На ней вычис-

литель и сервопривод представлены звеном ivy звено——————— отра-

жает динамические характеристики двигателя.

В целях общности изображения передаточных функций звеньев

введены обозначения Гс =— и kc =—————- в передаточной функции

В более общем случае автомат тяги должен обеспечивать пере­настройку на выдерживание любой заданной скорости. Для этого в его составе имеется устройство, вырабатывающее сигнал У3 и сравнивающее его с сигналом текущей скорости V (рис. 3.92). Сиг­нал отклонения A, V подается в вычислительное устройство.

Рис. 3.90. Автомат тяги для стабилизации скорости V'(

Рис. 3.91. Структурная схема
автомата тяги

Принципиально возможны и другие методы формирования сиг — іала A, V. Например, для этого можно суммировать сигнал коррек­тора скорости с сигналом разности между новой и начальной за­данными скоростями

hV3 — V3 — V зв, (3.166)

де V3 — новая заданная скорость;

Структурная схема (см. рис. 3.91) будет справедлива и для об — дего случая стабилизации скорости, если считать, что заданная жорость V3 может также отличаться от Vo. Вместе с тем следует /казать, что часто более удобной оказывается несколько другая :хема (рис. 3.93), на вход которой подается сигнал AV3. Выходным шгналом является не текущая скорость V, а ее отклонение AV от начальной установившейся скорости. Возможность перехода к этой эквивалентной схеме вытекает из уравнений (1.15 и 3.166). Заме­тим также, что, применяя эту схему к рассмотренному вначале слу — *аю стабилизации исходной скорости V0y необходимо положить V3 = 0.

тя Тср2 4* (Тл 4* Тс) р + 1 4 iykc

ТлТс/?2 + (Тя + Тс) р 4 1 4* tyke

Запишем некоторые передаточные функции:

Положив р=^0 в передаточной функции (3.167), определим ве­личину отклонения установившейся текущей скорости от заданной

Это отклонение является статической ошибкой автомата тяги, имеющего пропорциональный закон управления (3.161). Очевидно,

Рис. 3.93. Эквивалентная
структурная схема

что статическая ошибка отсутствует только при АУ3=0. Следова­тельно, при перенастройке автомата тяги на стабилизацию ско­рости У3ФУ3о появляется статическая ошибка.

До сих пор мы рассматривали вопрос стабилизации скорости в горизонтальном полете. Проведя аналогичные рассуждения при­менительно к полету по наклонным траекториям (0=^=0), можно по­казать, что изменение угла наклона траектории также приводит к появлению статических ошибок. Если, например, автомат тяги был включен в горизонтальном полете, то при движении по глиссаде скорость самолета отличается от заданной. Величина статической ошибки выдерживания скорости, вызванная изменением угла накло­на траектории, определяется по формуле

где Д03 — изменение угла наклона траектории.

Из зависимостей (3.168 и 3.169) следует, что величины статиче­ских ошибок сильно зависят от передаточного числа iv. Однако увеличивать это передаточное число в реальных системах можно лишь до определенной величины. При больших передаточных чис­лах качество стабилизации скорости ухудшается. Кроме того, боль­шие передаточные числа приводят к очень резким перемещениям РУД, что также нежелательно. Как показывают расчеты и резуль­таты испытаний, при таких ограничениях статические ошибки ста­билизации скорости в области эксплуатационных режимов захода на посадку получаются недопустимо большими.

Эти обстоятельства практически исключают использование ав­томатов тяги с пропорциональным (статическим) законом управ­ления. Как правило, в системах автоматического управления по­садкой применяются автоматы тяги с астатическим законом управ­ления (А(р)Ф 1). Чаще всего это достигается введением в закон управления члена, пропорционального интегралу от величины A, V. При этом

где і j — передаточное число по сигналу J*A, V.

На рис. 3.94 дана структурная схема для общего случая автома­тического управления скоростью применительно к уравнениям (3.160, 3.162, 3.165 и 3.166). Соответствующие передаточные функ­ции имеют вид:

Рис. 3.94. Структурная схема автомата тяги в общем случае

» ivkcA (р) 4- В (р) (Тср + 1)

^’V w, LtVi eQkcB(P)

А03 3 аь [ivfccA (р) + Я (р) Тср + 1)]

Используя эти передаточные функции, легко убедиться, что если значение А(р) определяется зависимостью (3.170), а В(р) = = Гд/7+1, то статические ошибки выдерживания скорости при изме­нении V3 и 0з отсутствуют.

Для реализации зависимости (3.170) в вычислительном устрой­стве автомата тяги применяют интегратор. Сервопривод автомата тяги при этом должен работать как усилительное звено. Это может быть достигнуто за счет использования жесткой обратной связи по отклонению выходного устройства сервопривода (рис. 3.95). Закон управления такого автомата тяги имеет вид:

Введение в закон управления интегрального члена приводит к ухудшению качества переходных процессов. В связи с этим целе­сообразно порцию ^-сигнала, пропорционального J Д, У, иметь воз­можно меньшей.

Поскольку в состав автоматов тяги входит двигатель, служащий для перемещения РУД, оказывается возможным построить схемы, не содержащие интегратора. По такой схеме построен автомат, представленный на рис. 3.96. В этой схеме для введения в закон члена, пропорционального интегралу от A, Vy используется силовой

Полагая в первом приближении jx

P&,V и обеспечив ij получим зависимость

Таким образом, на выходе фильтра выделяется неискаженный сигнал A, V и лодавлен-ная фильтром помеха /у.

Теперь рассмотрим, как получается сигнал, пропорциональный продольному ускорению jx. Корпус акселерометра жестко скреп­лен с самолетом и потому акселерометр измеряет величину проек­ции /.V, вектора ускорения (перегрузки) на ось Ох і связанной си-

Рис. 3.97. К формированию сигнала продольного уско­рения

стемы координат. Величины jx и /,Х| связаны следующей прибли­женной зависимостью:

где g — ускорение силы тяжести.

Следовательно, сигнал, пропорциональный продольному уско­рению /ж, можно получить алгебраическим суммированием сигна­ла jXl9 снимаемого с акселерометра, с сигналом gO, получаемым от гировертикали (рис. 3.97). В данном случае величина g может рас­сматриваться как порция сигнала тангажа. С учетом сказанного закон управления типа (3.172) приводится к виду:

Структурная схема автомата тяги, имеющего закон управления (3.173), представлена на рис. 3.98.

В предыдущем параграфе отмечалась связь между колебаниями угла наклона траектории и колебаниями скорости. Изменения угла наклона, которые могут рассматриваться как возмущающий фак­тор, опережают изменения скорости. Поэтому для улучшения дина­мики управления скоростью оказывается целесообразным ввести в закон управления сигнал, пропорциональный изменению угла на­клона траектории. При этом можно считать, что по отношению к изменениям углам наклона траектории обеспечивается регулирова­ние по возмущению. Однако, как известно, в настоящее время от­сутствуют простые датчики таких сигналов. Заметим также, что для рассматриваемой цели обычно оказывается допустимым вместо сиг­нала изменения угла наклона траектории АО использовать сигнал изменения угла тангажа АО. Такой сигнал получить весьма просто, для этого, например, можно пропустить сигнал тангажа, снимае-

Рис. 3.99. Структурная схема автомата тяги, реализующего закон управления

мый с гировертикали, через изодромное звено (высокочастотный фильтр). Структурная схема автомата тяги, использующего этот сигнал, показана на рис. 3.99. Соответствующий ей закон управле­ния имеет вид:

Ph = — T — * Iа’v + Гф(jXt — gb)] + —^7 »- (3.173а)

Автомат тяги с таким законом управления обеспечивает хоро­шее качество переходных процессов и стабилизации заданной ско­рости при изменении угла наклона траектории, в частности, при переходе от горизонтального полета на снижение по глиссаде. Вве­дение в закон управления сигнала, пропорционального изменению угла тангажа, позволяет существенно уменьшить порции iv и/v4 что благотворно сказывается на помехозащищенности системы и качестве стабилизации скорости. Разумеется, сигналы, пропорцио­нальные изменению угла тангажа, целесообразно вводить и в за­коны управления типа (3.171). В этом случае оказывается возмож­ным уменьшить порции iv и iy, что весьма желательно.

Применяемые в настоящее время автоматы тяги принципиально не отличаются от рассмотренных выше. Однако в структурных схе­мах и законах управления некоторых из них имеются небольшие отличия.

Так, иногда в законе управления отсутствует член, пропорцио­нальный продольному ускорению. В отдельных случаях для форми­рования члена, пропорционального изменению угла тангажа, вмес­то сигнала гировертикали используется сигнал датчика угловой скорости тангажа.

Рассмотренные выше автоматы тяги в конечном счете стабили­зируют заданную скорость. В качестве основной информации, по­даваемой в вычислитель для формирования управляющих сигна­лов, в них используется отклонение A, V от заданной скорости. В последнее время началась разработка автоматов тяги, стабили­зирующих заданное значение угла атаки а. Такие автоматы обла­дают рядом преимуществ. Однако их разработка сопряжена с опре-

деленными трудностями, связанными с необходимостью создания точных и надежных датчиков сигналов угла атаки.

До сих пор мы говорили об управлении скоростью на этапах, предшествующих выравниванию. На этапе выравнивания управле­ние тягой двигателей сводится к постепенной уборке РУД. Обычно это достигается путем замены подаваемых на сервопривод автома­та тяги сигналов вычислителя постоянным эталонным сигналом (см. рис. 3.99). Такое переключение сигналов осуществляется в на­чале выравнивания, после чего автомат тяги, работая в режиме интегрирования, убирает РУД с постоянной скоростью.

Источник