Комплексная система управления ЛА.

7.4.1. Состав АСУ. Итак, система АСУ (или АБСУ – бортовые АСУ) в комплексе с наземными радиотехническими устройствами решает задачи ручного и автоматического управления ЛА на всех режимах его полета. Она состоит из:                                                                                                                        1). Автомата тяги, предназначенного для стабилизации скорости полета ЛА путем воздействия на величину тяги двигателя.                                                                                                                2). Системы автоматического управления САУ, работающей в режимах штурвального и автоматического управления путем воздействия на рули и элероны самолета.                                               3). Системы траекторного управления, формирующей сигналы управления для САУ, и командно-пилотажных приборов КПП в режиме захода на посадку по сигналам курсовых и глиссадных радиомаяков КРМ и ГРМ.                                                                                                                                                  4). Блока навигации и сигнализации БНС, формирующего управляющие сигналы для АСУ самолетом по сигналам радиотехнических систем ближней навигации, а также команды достижения предельных отклонений самолета от заданной траектории полета при заходе на посадку и команды достижения высот 250, 100, 60 и 30 м при полете на глиссаде.                                                 5). Системы встроенного контроля.

           Для повышения безопасности полета все чаще применяется автоматическое управление самолетом на некоторых ответственных режимах полета: вывод самолета на аэродром посадки, полет на малых и предельно малых высотах, посадка. С помощью, так называемых, автоматов опасных режимов полета происходит автоматическое отключение или ограничение перемещений органов управления на предельно допустимых значениях угла атаки, крена, скольжения и т.д.

                                                                                           

  

7.4.2. Каналы управления САУ имеет три канала управления:                                                                                    1). Канал курса, управляющий отклонением руля направления δ_Н (разворот самолета с помощью элеронов на заданный курс ψ осуществляется установкой его на пульте задатчика курса с выбранным для этого углом крена). По достижении нужного курса включается схема стабилизации заданного курса.                                                                                                                       2). Канал крена, управляющий отклонением элеронов δ_Э с целью стабилизации крена.             3). Канал тангажа, управляющий отклонением руля высоты δ_В с целью стабилизации тангажа.                                                                                                                                                                       Каждый канал представляет собой регулятор с жесткой обратной связью, рулевой агрегат которого включен в проводку бустера управления самолетом, что позволяет использовать рулевой агрегат в автоматическом и штурвальном управлении самолетом.

В каждом канале САУ можно выделить три его функциональные части:                                                                1). Блоки связи согласуют выходные сигналы взаимодействующих систем, т.е. формируют подходящие по амплитуде и форме сигналы управления. Основные элементы блоков связи – дифференциальные усилители и задающие механизмы.                                                                                              2). Вычислители преобразуют, суммируют и усиливают управляющие сигналы, а также обеспечивают переключение (коммутацию) режимов работы САУ. Соответственно, их основные элементы – преобразователи, сумматоры и усилители постоянного тока.                                                       3). Сервопривод является силовой следящей (с обратной связью) системой, перемещающей органы управления самолета в соответствии с управляющими сигналами. Основные элементы сервопривода – усилители мощности, датчики обратной связи и исполнительные механизмы (электрогидравлические рулевые агрегаты или машины).

 

Видеоурок «Полёт в Лос-Анджелес, Lufthansa».

 

δ Z, δ H

Работу АБСУ рассмотрим на примере блок-схемы  АБСУ ТУ-154 с основными датчиками исходной информации:

Курсовая навигационно-посадочная система («КУРС»)

Бортовой вычислительный комплекс (БЦВМ)

Малогабаритная гировертикаль (МГВ)

Навигационный вычислитель (НВ)

Система воздушных сигналов (СВС)

Система траекторного управления (СТУ)

Блок связи с навигационным комплексом

Система автоматического управления (САУ)

Корректор высоты (КВ)

Блок демпфирую-щих гироскопов (БДГ)

Командно-пилотажный прибор (КПП)

ω X, ωY, ωZ

Δ H

ϑ, ɣ

M…

Y + dY/dt

ϕ, λ

ϑСТУ, ɣ СТУ

Δδ Н

Δδ Э

Δδ В

 

 

ψ

Курсовая система (КС)

                                                                                                                                                                           

Доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса (ДИСС)

Указатель скорости (УС)

Автомат тяги (АТ)

Датчик линейных ускорений (ДЛУ)

Самолет

aX, aY, a Z, δ H

V П, β

V

δ В

δ Э

δ Н

δ Т

Δδ Т

             - основные датчики исходной информации,                     - АБСУ.

7.4.3. Режимы работы. Всю совокупность режимов работы АБСУ можно представить тремя основными видами:                                                                                                                                                                  1). Режим штурвального управления, когда формируется согласованная система «самолет – САУ», обеспечивающая демпфирование боковых и продольных колебаний самолета и улучшение характеристик управляемости ручного управления.                                                                                          2). Режимы автоматического управления и стабилизации, когда выполняются соответственно заданным параметрам движения:                                                                                                         - стабилизация углового положения самолета, высоты полета и путевого угла;                                - координированные развороты с углами крена до 30° (задаваемые летчиком) и управление углом тангажа при наборе высоты до +20°, а при снижении – до -10°;                                               - стабилизация самолета на траектории, задаваемой навигационным вычислителем (НВ) и бортовой вычислительной машиной (БЦВМ);                                                                                                                                   - управление самолетом при автоматическом заходе на посадку по сигналам системы траекторного управления (СТУ);                                                                                                                                             - стабилизация скорости полета при одновременной стабилизации высоты или глиссады планирования с помощью автомата тяги по сигналам указателя скорости (УС).                                                3). Режим директорного управления, когда в условиях отсутствия видимости земли или других ориентиров осуществляется автоматическая обработка необходимой для пилотирования самолета информации, и АБСУ выдает летчику вторичную информацию в виде отклонения командных стрелок директорного прибора.              

7.4.4. Управление взлетом и посадкой. (см. методическое пособие «Взлет-посадка»).

           Управление самолетом в районе аэродрома является наиболее сложной задачей самолетовождения. Для обеспечения выполнения маневра захода на посадку аэродромы оснащаются специальными радиотехническими средствами, независящими от погодных условий. Курсовые и глиссадные радиомаяки (КРМ и ГРМ) «жестко привязаны» к взлетно-посадочной полосе (ВПП) и задают траекторию захода на посадку.                                                                                                  Заход на посадку может быть выполнен в директорном и автоматическом режимах.            При директорном управлении летчик, отклоняя элероны и руль высоты, выдерживает командные стрелки командно-пилотажного прибора (КПП) δ _Z и δ_Н в нулевом положении, чем обеспечивает правильное выполнение маневра или следование по заданной траектории.            В автоматическом режиме происходит «захват» сигнала КРМ со стабилизацией полета в горизонтальной плоскости (по задаваемому им курсу) и «захват» сигнала ГРМ со стабилизацией полета в вертикальной плоскости (по задаваемой траектории и скорости снижения). Причем в каждом промежутке времени маневра система траекторного движения (СТУ) формирует определенные сигналы крена и тангажа. Помимо этого, при посадке разностные сигналы между текущим и заданным значением скорости от указателя скорости (УС) с целью стабилизации глиссады планирования поступают в автомат тяги (АТ). Международным общепринятым стандартом автоматической системы захода на посадку является система ILS (Instrumental Lighting System). Далее следует выполнение контрольной работы по системам АБСУ.                

7.5. Исполнительные механизмы систем управления. Исполнительным механизмом автоматических систем управления являются электрогидравлические рулевые машины, выполненные по схеме гидроусиления. Гидравлические машины способны при больших нагрузках (сопротивлениях воздушных масс) создавать необходимые давления в системах управления и тем самым обеспечивать заданную системой тягу на элементах управления. Основная часть машины – поршень со штоком, приводимый в движение рабочей жидкостью.

Сигналы управления с БУ АСУ

+ 27В

2

 

5

3

6

1

4

К органам управления

К рулю высоты или к элеронам

 

Рабочая жидкость под высоким давлением, создаваемым внешним электрическим или электромеханическим насосом 1, нагнетается в полость цилиндра 4 через дозирующий (редукционный) клапан 2. Далее с помощью переключающего клапана 5 давление жидкости передается либо в левую, либо в правую полость поршневого цилиндра 6, сдвигая поршень соответственно вправо или влево. Левая часть поршня через систему тяг связана с органами управления, например, со штурвалом. Правая часть поршня также, через систему тяг, - с элементами крыла или руля высоты. Электромеханические клапаны 2 и 5 могут питаться, как и насос, постоянным напряжением 27В, а управление ими берет на себя электроника АСУ.                                  С целью усвоения принципа работы, на рисунке показана простейшая схема гидравлики. На практике гидравлический блок 3 может иметь двух и трехконтурную схему усиления тяги с многочисленными шариковыми клапанами, уменьшающую также время отклика на командные сигналы АСУ. Помимо этого за передвижением отдельных узлов гидравлики следят установленные на них датчики, передающие в блок управления (БУ) АСУ сигналы обратной связи в случае рассогласования управления или для его коррекции.

*7.6. Средства обеспечения надежности АСУ и безопасности полета. Надежность обеспечивается высокой степенью резервирования отдельных датчиков, вычислителей и исполнительных механизмов и наличием встроенного контроля. При этом остается возможным полностью ручное управление рулями и элеронами во всем диапазоне углов их отклонений.                                                   Каждый из каналов АСУ построен по принципу смешанного резервирования. Так, например, в одном продольном канале крена сигналы поступают в устройство управления (УУ) одновременно с трех гировертикалей (МГВ) по трем отдельным цепям, где они постоянно сравниваются. Также и каждый канал сервопривода состоит из трех одинаковых, параллельно действующих и независящих друг от друга подканалов. При неисправности одного из подканалов произойдет его отключение. Если случится второй отказ, что маловероятно в течение одного полета, сервопривод автоматически отключится и летчику будет выдана информация о случившемся. В автоматических режимах работает только один канал, а второй находится в состоянии «нагруженного резерва» или в «горячем состоянии» на случай быстрой замены неисправного; при этом третий канал переходит из «холодного состояния» в «горячее».                                    Система встроенного контроля осуществляет непрерывный контроль технического состояния резервированной системы, отключает неисправные блоки и переводит систему на резервные режимы работы, а также обеспечивает автоматический предполетный тест-контроль.

7.7. Бортовые регистраторы полетных данных (или БУР – бортовое устройство регистрации) являются частью единого комплекса системы регистрации и обработки получаемой информации. При этом система обработки информации обычно является наземной и представляет собой дешифрирующие и вычислительные устройства. Результаты обработки данной информации используются для анализа летных происшествий и предпосылок к ним, для определения способов совершенствования ЛА, подготовки летного и технического состава.

Основные требования к БРПД:                                                                                                                                                     1). Сохраняемость записанной информации при пожарах, ударных перегрузках с ускорениями до 200g, при попадании в топливную, масляную среду и в морскую воду.                                 2). Малые габаритные размеры.                                                                                                                             3). Достаточное число записываемой информации.                                                                                     4). Возможность быстрого обнаружения в случае разрушения ЛА.                                      Выполнение этих требований обеспечивается применением механически прочных, термостойких и влагостойких материалов. В ряде случаев регистратор оборудуется катапультой, выбрасывающей его при аварии. Обнаружение обеспечивается с помощью радиомаяка и яркой окраски корпуса (обычно оранжевого цвета).

Оптимизация (минимизация) числа регистрируемых данных проводится на основании опыта эксплуатации, с условием, что выбор данных должен с заданной точностью, скоростью и достоверностью восстановления оценивать условия полета на всем его протяжении. Регистрируемые данные можно разделить по приоритету на следующие группы (см. приложение 2).

В зависимости от способа записи регистраторы бывают:                                                                                                - с механической записью (чернилами, путем наколов ленты);                                                                       - фотооптической записью на фотопленку;                                                                                                                    - магнитной записью на магнитную ленту;                                                                                                           - теплохимической записью на специальную ленту из фольги.

По назначению регистраторы делятся на:                                                                                                                              1). Эксплуатационные, предназначенные для записи большого числа параметров бортовых изделий, обеспечивающих оценку качества работы и поиска мест отказов.                                                                   2). Аварийные, предназначенные для записи параметров полета и расследования причин летных происшествий.                                                                                                                                      3). Испытательные, записывающие очень большое число параметров полета на этапе испытаний нового ЛА.

Для получения достоверной информации о режимах полета в каждый момент времени необходимо, чтобы запись данных была представлена в аналоговой графической форме, т.е. в виде зависимости x(t). В этом случае при обработке записи требуется распознать каждый параметр из их числа и определить его значение. Этот процесс называется дешифрованием записей регистратора. В цифровых регистраторах параметр «x» представлен в цифровом виде и предварительно требует преобразования его в аналоговую величину x(t). Этот процесс называется декодированием записи.                                                                                                                                                                  В механических и оптических регистраторах запись осуществляется сразу в наглядной графической форме, поэтому обработка записей заключается только в дешифровании. Результаты обработки параметров отображаются на мониторе наземной ЭВМ в виде траектории движения и пространственного положения ЛА в любой момент времени.

7.8. Системы управления беспилотными ЛА. Управление беспилотным ЛА можно рассмотреть на примере крылатой ракеты – ЛА одноразового действия с автономной системой наведения и снаряженной ядерной или обычной боеголовкой. По развиваемой скорости крылатые ракеты подразделяют на гиперзвуковые, сверхзвуковые (М=1,0…2,2) и дозвуковые. У сверхзвуковых ракет роль крыльев выполняют боковые воздухозаборники и сам корпус.                                                                         Аэродинамические схемы ракет зависят от расположения органов продольного управления относительно центра масс ракеты, т.е. рулей: в хвостовой части (нормальная схема), в носовой части и на задней кромке крыла.                                                                               Отличительными особенностями современных дозвуковых крылатых ракет являются:                                       - массовость их применения,                                                                                                                                                    - малая высота управляемого полёта,                                                                                                                  - малая заметность в радиолокационном, оптическом (инфракрасном) и акустическом диапазонах.

           В качестве системы наведения стратегических дозвуковых крылатых ракет с ядерной боевой частью применяется корреляционная система, в которой используется метод навигации по топографическим картам местности. Набор карт вводится в запоминающее устройство БЦВМ ракеты. Поэтому точность выхода ракеты в район цели зависит в основном от точности карт и типа рельефа земной поверхности. Основными бортовыми приборами ракеты, определяющими ее траекторию движения, являются радио- и барометрический высотомер, поскольку для уменьшения уязвимости полет совершается с огибанием рельефа местности на малой высоте. Для дезориентации систем ПВО полет от одного участка коррекции до другого совершается по криволинейному маршруту с помощью радио- и оптических датчиков. С целью повышения точности попадания в цель применяются системы конечного наведения.

           Системы инерциального наведения заслужили долгосрочное применение на различных типах боевых ракет. Инерциальные системы обеспечивают корректировку траектории средствами астронавигации и отслеживания земного горизонта.                                                                   

           Для большинства ракет ближнего боя, т.е. для несущих обычные взрывчатые вещества, используется самонаведение (независимое от искусственных спутников и наземных станций).                          При активном самонаведении ракета снабжается собственным радиолокатором, который ведет ее к цели.                                                                                                                                                        При полуактивном самонаведении цель облучается радиолокатором, расположенным на стартовой площадке или на борту самолета. Ракета в этом случае наводится по сигналу, отраженному от цели, а в конечном наведении – по видеоизображению цели, передаваемому с камеры, установленной на ракете. Полуактивное самонаведение позволяет сохранить на стартовой площадке много дорогостоящего оборудования и дает возможность оператору контролировать цели.                                                                                                                           Лазерные целеуказатели, которые стали использоваться с начала 1970-х годов, доказали свою высокую эффективность во вьетнамской войне. Приемник системы наведения с лазерным целеуказателем фактически не воспринимает никакого другого излучения, кроме испускаемого лазером собственного передатчика. Поскольку рассеяние лазерного луча невелико, он способен облучать область, не превышающую габаритов, в том числе, и малых целей.                                                 Пассивное самонаведение сводится к обнаружению излучений самой цели. Это могут быть радиолокационные сигналы станций ПВО противника, свет и тепловое излучение двигателей самолетов или других ЛА.

           Боеголовка ракеты может приводиться в действие взрывателем, который детонирует при встрече с целью (контактное инициирование) или на некотором расстоянии от неё (неконтактное инициирование).                                                                                                                                                                          В последнем случае срабатывание взрывателя происходит, когда сигнал от цели (отраженный или излучаемый самой целью) достигает некоторого порога. Ракеты с неконтактным инициированием снабжают осколочными боеголовками. В момент взрыва таких ракет на цель направляются тысячи стальных или вольфрамовых кубических осколков. Такая шрапнель наиболее эффективна при поражении самолетов, средств связи, радиолокаторов ПВО, а также людей, находящихся вне укрытия.                                                                                                                                               Для поражения бронетехники применяются кумулятивные боеголовки, формирующие направленное движение осколков при взрыве.                                                                                                                Одним из последних достижений в области систем противоракетной обороны является создание кинетических ракет, поражающее действие которых определяется чрезвычайно большой скоростью движения. При столкновении такой ракеты с целью выделяется огромное количество разрушительной кинетической энергии.

           Применение боевых ракет тесно связано с созданием средств борьбы с ними. Одним из первых таких средств на ЛА был «обман» ракеты выбросом ленточек алюминиевой фольги, что приводило к электронным помехам в системах наведения. Современные системы анализируют сигналы радиолокаторов противника и передают в ответ ложные или просто генерируют радиочастотные помехи, достаточные для того, чтобы заглушить систему противника.                             Помимо этого для защиты от ракет с тепловым наведением на ЛА применяют неэлектронные помехи – отстрел специальных зарядов, создающих вспышки. Для снижения инфракрасной заметности самолета выхлопные газы смешивают на выходе с атмосферным воздухом с помощью сопел специальной конструкции.

           Современные способы борьбы с электронными помехами (на самих ракетах) основаны на применении в системах наведения поляризованной электромагнитной волны с псевдослучайным изменением рабочих частот.

7.9. Некоторые особенности автоматических систем управления движением космических ЛА. Задача стабилизации и управления космическими ЛА отличается тем, что для создания управляющих моментов нельзя воспользоваться аэродинамическими моментами, как на самолетах, так как полет происходит в безвоздушном пространстве.

Как известно, при движении материальной точки массой m по окружности центростремительная сила F, удерживающая ее на окружности, равна

Для спутника:  – является гравитационной силой притяжения к Земле, равная mg;                                                   – радиус орбиты, равный сумме радиуса Земли 6370 км и высоты полета,                               – скорость полета, равная первой космической скорости  .

Подставив эти значения в формулу, получим численное значение первой космической скорости:      

Движение спутника на орбите в безвоздушном пространстве происходит без затраты энергии (т.к. работа, совершаемая гравитационной силой mg в каждую единицу времени, равна нулю), а для вывода его на орбиту требуется огромная энергия.

В реальных условиях полета гравитационная сила изменяет величину и направление, вследствие несферичности Земли и гравитационных аномалий (см.п.3.2 МПЗ). Помимо нее на спутник действуют относительно небольшие аэродинамические силы. Поэтому для обеспечения заданного орбитального движения (радиуса и угла наклона орбиты по отношению к меридиану или экватору) применяют корректирующий реактивный двигатель, развивающий в некоторый момент времени определенную тягу.

Кроме этого, на заданной траектории полета требуется управлять вращением спутника вокруг его центра масс, ориентируя оси координат спутника по отношению к Земле или звездам. Для этой цели применяют миниатюрные жидкостные реактивные двигатели или тяжелые маховики и гироскопические стабилизаторы. Использование маховиков и гироскопических стабилизаторов дает возможность экономии топлива, а электрическая энергия, расходуемая на их вращение, может быть восполнена, например, с помощью солнечных батарей, установленных на корпусе спутника.

Коррекция движения спутника в обоих случаях происходит по заданной программе АБСУ и, или по командам наземных операторов и диспетчеров. Систему управления движением спутников проектируют таким образом, чтобы всегда была возможность у наземных операторов перепрограммировать в процессе полета или дополнять программную часть БЦВМ.   

Более полное изложение вопросов управления спутниками и космическими ЛА не представляется возможным в связи с ограниченным объемом лекций.

 

 

Тема 8. Интерфейсы бортовых систем.

Интерфейс – совокупность технических средств (устройств и линий связи), обеспечивающих взаимодействие составных элементов системы или комплекса бортового оборудования (блоков, модулей и т.п.), а также совокупность правил, алгоритмов и временных соотношений по обмену данными между этими составными элементами. 

8.1. Общепринятые стандарты.

Существует большое разнообразие интерфейсов, но наиболее распространенными являются определенные международными стандартами. В зависимости от уровня оборудования интерфейсы могут быть:                                                                                                                                                                - приборные (внутри электронных блоков),                                                                                                                         - системные (для соединения блоков между собой и подсоединения датчиков) и                              - комплексные (для обеспечения взаимодействия систем между собой).                                           Внутри электронных блоков разработчик вправе применять любые интерфейсы, но для связи блока с другим оборудованием требуется согласованное применение общепринятого интерфейса, обеспечивающего взаимозаменяемость отдельных блоков в целях их ремонтопригодности и модернизации.

Категории стандартов

• 400: технические руководства по сборке, подключению, выбору шин и баз данных и т. п.
• 500: аналоговая авионика (использовалась, например, на Боингах 727, DC-9, DC-10, и ранних моделях Боингов 737, 747, Аэробусов A-300).
• 600: «фундамент» для серии ARINC 700.
• 700: авиационные цифровые системы и оборудование, цифровая авионика.
• 800: поддержка сетевого авиационного окружения, в том числе системы фиберной оптики и высокоскоростные шины.
• 900: интегрированная модульная и/или сетевая архитектура систем бортовой авионики.

           Относительно компьютеров существует понятие сетей – интерфейсов, соединяющих несколько независимых компьютеров для совместного использования каких-либо ресурсов. Однако в современном бортовом оборудовании интерфейсы представляют собой именно такие сети и называются глобальными сетями передачи данных.

В сравнении с интерфейсами для наземной электронной техники, бортовые интерфейсы и сети должны обеспечивать:                                                                                                                                                        1). Работу в реальном масштабе времени (например, это особенно ощутимо для управления на высоких скоростях полета и для выполнения задач навигации с необходимой точностью).                                                                                                                                                                 2). Высокую помехоустойчивость.                                                                                                                         3). Устойчивость к локальным отказам (обрыв, короткое замыкание линий связи, отказ подключенного к интерфейсу устройства не должны приводить к полному отказу интерфейса).                           4). Детерминизм или детерминированность (работу по жестко определенной программе обмена важной информацией, исключающей вмешательство извне и задержку в ее передаче).             5). Возможность дистанционного контроля состояния.                                                                                        6). Простоту диагностики и технического обслуживания.                                                                                          7). Легкость изменения состава и конфигурации устройств без ухудшения основных характеристик системы.                                                                                                                                                               8). Работоспособность в неблагоприятных условиях полета.

В связи с этими особенностями для сопряжения бортовых систем используются специальные интерфейсы, установленные авиационными стандартами. Два основных стандарта, разработанных в 80-х годах и повсеместно используемых по настоящее время, – это ARINC -429 (для гражданских ЛА) и MIL - STD -1553 B (для военных ЛА).                                                                                          Вполне естественно, что данные интерфейсы устарели и не соответствуют современным требованиям, в первую очередь – в отношении пропускной способности (скорости обмена информацией). Поэтому в настоящее время для гражданской авиации взамен появились новые интерфейсы ARINC -629 для магистральных самолетов и ASCB для легких ЛА. А для военных целей существующий MIL-STD-1553B модернизировали в стандарт STANAG -3910 (НАТО) с  повышенной скоростью передачи информации.                                                                                                                       На новейших ЛА высокоскоростные интерфейсы / сети имеют скорость передачи информации до 1Гбит/с с максимально возможной задержкой при приеме менее 1мс. Это – интерфейс «High Speed Data Bus», используемый, например, на истребителе F22 (USA) и на вертолете RAH-66 Comanche и имеющий стандарт AS -4074 SAE (Society of Automotive Engineers) или стандарт STANAG -7076 (в странах НАТО). Помимо этого широкое распространение в авиации получили интерфейсы «Fibre Channel» и «Ethernet / AFDX».

Производство все новых и новых видов оборудования приводит к одновременному использованию на борту нескольких разных интерфейсов между отдельными блоками систем, что приводит к значительным затратам при проектировании, модернизации и обслуживании бортового оборудования. Поэтому в последнее время усилия проектировщиков авиационного оборудования направлены на создание универсального интерфейса. Такие интерфейсы называются масштабируемыми.

8.2. Виды интерф