Режим стабілізації

Стабілізація вертольоту по курсу.

У САУ-В24 передбачено поканальне включення системи. На кожному пульті управління ПУ є кнопка-табло включення і кнопка-табло відключення. При натисненні кнопки включення спалахує зелене табло "ВКЛ" даного каналу і + 27в подається на гідроклапан відповідного рульового агрегату, який перемикається на роботу по диференціальній схемі в автоматичному режимі.

У механізмі узгодження ПУ включається електромагнітна муфта і двигун, а разом з ним і синусно-косинусний трансформатор, виявляються загальмованими. Від підсилювача потужності У2,механізму узгодження відключається напівпровідниковий підсилювач У1, який схоплюється додатковим зворотним зв'язком, що зменшує коефіцієнт посилення У1 і підвищує його стабільність.

Стабілізація курсу вертольота в системі автоматичного управління Сау - В24 здійснюється за допомогою каналу управління рульовим /хвостовим/ гвинтом за рахунок зміни його загальної кулі. Для стабілізації вертольота по курсу в Сау-в24 використовується наступний закон управління:

де - дорівнює поточному курсу, який має вертоліт у момент включення режиму

стабілізації.

- зміна загального кроку хвостового гвинта.

Після включення каналу управління рульовим гвинтом всяке відхилення вертольота від первинного курсу викликатиме розузгодження між (СКТ- датчиком курсової системи і СКТ- приймачем механізму узгодження пульта управління ПУ-Н. Сигнал з ротора СКТ- приймача поступає на підсилювач У1 механізму узгодження, а з нього через контакти реле включення режиму на однополуперіодний фазочуттєвий випрямляч Ф4В1. Після випрямляння сигнал через потенціометр регулювання передавального числа " КУТ" поступає на вхід підсилювача сервопривода У3.

Разом з сигналом кута на вхід підсилювача сервопривода поступає сигнал кутової швидкості. Цей сигнал з датчика кутової швидкості ДУС-Н поступає в пульт ПУ-Н, проходить через фільтр RC з постійною часу і подається на вхід магнітного підсилювача У4. З виходу У4 сигнал кутової швидкості через потенціометр регулювання передавального числа "ШВИДКИЙ" поступає на вхід підсилювача сервопривода, де і підсумовується з сигналом кута. Посилений сигнал поступає на обмотку електромеханічного перетворювача агрегату управління. Заслінка перетворювача переміщає золотник на величину пропорційну вхідному сигналу. Це викликає у свою чергу переміщення штока малого циліндра, а отже, і виконавчий шток. При русі виконавчого штока вузол корпусу починає переміщатися щодо вузла гідродвигуна, який має жорстке кріплення. Рух вузла корпусу викликає зворотний рух золотника великого циліндра, тим самим реалізується жорсткий зворотний зв'язок. При виході штока малого циліндра на упор, цей зворотний зв'язок відключається і виконавчий шток починає переміщатися разом з проводкою і важелями управління - реалізується режим - «перегонка". Під час "перегонки" льотчик може втрутитися в роботу агрегату, доклавши певне зусилля до педалей. Тоді золотник великого циліндра, а разом з ним і виконавчий шток агрегату може бути прикладений убік зворотну "перегонки". При комбінованому управлінні золотник великого циліндра переміщається одночасно від дії льотчика і САУ.

Переміщення штока малого циліндра передається на датчик із зворотного зв'язку, встановлений в рульовому-агрегаті який видає сигнал змінного струму. Цей сигнал поступає в пульт управління на фазо-чуттєвий перетворювач Ф4В2. Випрямлений сигнал через потенціометр регулювання індикатора нульового "ІН" і через нормально замкнутий контакт "ІЗОДРОМ" поступає на вхід підсилювача сервопривода УЗ, при цьому полярність сигналу зворотного зв'язку молочний відвійок на полярності сигналу, що управляє.

Одночасно після Ф4В2 сигнал зворотного зв'язку через нормально замкнуті контакти реле контролю поступає не індикатор нульової ІП-1 стрільця якого відхиляючись, вказує положення штока малого циліндра. за допомогою потенціометра "ІН" виставляється певна напруга на виході перетворювача Ф4В2, яке відповідає положенню штока малого циліндра на упорі. що забезпечує стиковку різні комбінованих агрегатів управління з автопілотом ВУАП.

Унаслідок відхилення органів управління вертоліт повертається, до первинного положення і стабілізується на заданому курсі.

Стабілізація вертольота по крену і тангажу.

Стабілізація кутів крену і тангажа в системі автоматичного управління сау-в24 здійснюється за допомогою каналів управління автоматом перекосу відповідно в поперечній і подовжній плоскості.

Для стабілізації вертольота по тангажу в системі Сау-в24 використовується наступний закон управління:

Де - відхилення кільця автомата перекосу в подовжньому напрямі, а

для стабілізації вертольота по крену формується закон

управління:

- відхилення кільця автомата перекосу в поперечному напрямі.

Режим стабілізації для каналів крену і тангажу аналогічний каналу напряму. Для каналу крену відмінність полягає в тому, що сигнал кутової швидкості поступає безпосередньо на вхід магнітного підсилювача У4 минувши фільтр RC. Для каналу тангажу відмінність полягає в тому, що сигнал кутової швидкості видається не датчиком кутової швидкості, а формується в пульті ПУ-Т диференціюванням сигналу кута тангажу. При відхиленні вертольота щодо поперечної осі сигнал поточного значення кута тангажу знімається з нульових фаз СКТ- датчика гіровертикалі МТВ і поступає в ПУ-Т на фазочутливий випрямляч Ф4В3. З виходаФ4В3 випрямлений сигнал кута, тангажа поступає на вхід диференціюючого осередку, на виході магнітного підсилювача У4 кута отримуємо похідну сигналу кута тангажу.

Ще одна відмінність каналу тангажу полягає в тому, що сигнал кута поступає на СКТ-приймач механізму узгодження ПУ-Т не безпосередньо з СКТ- датчика гіровертикалі,а пройшовши синусно-косинусний трансформатор датчика компенсаційного КДТ. Подальша схема аналогічна каналу напряму.

Стабілізація заданої барометричної висоти польоту.

Стабілізація заданої барометричної висоти польоту здійснюється за допомогою каналу управління загальним кроком несучого гвинта.

Для стабілізації заданої барометричної висоти польоту в Сау-в24 використовується наступний закон управління:

При натисненні кнопки-табло"ВКЛ" на пульті ПУ-В і при наявність сигналу готовності коректора задатчика висоти КЗВ до роботи, включається режим стабілізації барометричної висоти. При цьому КЗВ переводиться в режим корекції, і він починає видавати сигнал, постійного струму, пропорційний зміні барометричної висоти польоту вертольота. Цей сигнал поступає в пульт управління ПУ-В і далі через потенціометр передавального числа "ВИСОТА" на вхід підсилювача сервопривода У3.

Одночасно на вхід підсилювача У3 поступає сигнал швидкості зміни барометричної висоти польоту, який виходить диференціюванням сигналу відхилення від заданої висоти польоту на осередку RC в пульті ПУ-В. Сигнал швидкості зміни барометричної висоти польоту з виходу підсилювача У4 поступає на потенціометр "ШВИДКИЙ" регулювання передавального числа. Для придушення високочастотних перешкод в ланцюгах проходження сигналу висоти і швидкості зміни висоти польоту коштують Т- образні фільтри.