8: ΣΥΣΤΗΜΑΤΑ ΕΠΑΥΞΗΣΗΣ ΤΗΣ ΕΥΣΤΑΘΕΙΑΣ ΚΑΙ ΑΥΤΟΜΑΤΟΙ ΠΙΛΟΤΟΙ

Transcript

1 8: ΣΥΣΤΗΜΑΤΑ ΕΠΑΥΞΗΣΗΣ ΤΗΣ ΕΥΣΤΑΘΕΙΑΣ ΚΑΙ ΑΥΤΟΜΑΤΟΙ ΠΙΛΟΤΟΙ Σύνοψη Αφού γίνει σαφής η ανάγκη της ύπαρξης αυτόματων συστημάτων τα οποία δρουν στις επιφάνειες ελέγχου σε συνεργασία με τον πιλότο, γίνεται σύντομη περιγραφή των διάφορων τύπων συστημάτων επαύξησης της ευστάθειας και μελέτη της δομής και της λειτουργίας τους. Παρουσιάζονται επίσης, τα βασικά συστήματα αυτομάτων πιλότων. Προαπαιτούμενη γνώση Είναι απαραίτητες βασικές γνώσεις ΣΑΕ, όπως η έννοια του τόπου των ριζών, ο έλεγχος με συστήματα κλειστού βρόχου και ο σχεδιασμός κατευθυντών, τα οποία εν μέρει καλύπτονται στο Παράρτημα Β. Επίσης, απαιτείται η κατανόηση των περί μορφών ευστάθειας που μελετήθηκαν στα κεφάλαια 4 και Εισαγωγή Σε περίπτωση που ένα αεροσκάφος δεν διαθέτει τα επιθυμητά δυναμικά χαρακτηριστικά, είναι απαραίτητη η τροποποίηση του σχεδιασμού του. Εκτός όμως από ελάχιστες περιπτώσεις, πρακτικά δεν είναι δυνατόν να τροποποιηθεί ο αεροδυναμικός σχεδιασμός του αεροσκάφους, ιδίως στο τελικό στάδιο του σχεδιασμού. Επιπλέον, πολύ συχνά τα προβλήματα δυναμικής συμπεριφοράς πηγάζουν όχι απαραίτητα από την αεροδυναμική σχεδίαση αυτή καθαυτή, αλλά από την απαίτηση το αεροσκάφος να επιχειρεί σε έναν εκτεταμένο φάκελο πτήσης, γεγονός που διαφοροποιεί έντονα τη δυναμική του συμπεριφορά. Η προτιμώμενη επομένως λύση είναι η τεχνητή τροποποίηση των δυναμικών χαρακτηριστικών του αεροσκάφους, ώστε να αυξηθούν τα χαρακτηριστικά ευστάθειας του αεροσκάφους. Αυτό επιτυγχάνεται με την εισαγωγή αρνητικής ανάδρασης (χρησιμοποιώντας τη σημειολογία του Nelson [5]), μέσω της οποίας χρησιμοποιούνται τα φυσικά μεγέθη της απόκρισης του αεροσκάφους (σήματα εξόδου), όπως αυτά μετρούνται από κατάλληλους αισθητήρες και μέσω κατάλληλων συστημάτων ελέγχου και επενεργητών, δρουν και οδηγούν κατάλληλα τις επιφάνειες και τους λοιπούς μηχανισμούς αεροδυναμικού ελέγχου του αεροσκάφους. Το σύστημα κλειστού βρόχου (closed loop) που προκύπτει με αυτόν τον τρόπο ονομάζεται «Σύστημα Επαύξησης της Ευστάθειας» (Stability Augmentation System-SAS), και μαζί με τα μηχανικά μέρη και τη δομή του αεροσκάφους, ονομάζεται ως «επαυξημένο αεροσκάφος» (augmented aircraft). Εκτός όμως από τα συστήματα επαύξησης της ευστάθειας, ένα διαφορετικό σύνολο συστημάτων αυτομάτου ελέγχου επιτρέπουν στον πιλότο να εκτελεί διάφορους ελιγμούς με αυτόματο τρόπο και για τον λόγο αυτό, ονομάζονται «αυτόματοι πιλότοι» (autopilots). Σκοπός της χρήσης τους είναι κατά πρώτον να απελευθερώνουν τον άνθρωπο από το σχετικά μονότονο έργο της χειροκίνητης πτήσης σε σταθερές συνθήκες και κατά δεύτερον να υποβοηθούν τους χειρισμούς που απαιτούνται για την εκτέλεση ελιγμών ακριβείας υπό δυσμενείς συνθήκες, κάτι που πολλές φορές μπορεί να ξεπερνά τις ανθρώπινες ικανότητες. Οι λειτουργίες των αυτόματων πιλότων (autopilots control modes) ποικίλουν από τις πιο απλές, όπως για παράδειγμα η αυτόματη διατήρηση του ύψους ή της ταχύτητας, έως τις πιο πολύπλοκες όπως είναι η αυτοματοποιημένη πλοήγηση ή η διαδικασία προσγείωσης. Τόσο τα συστήματα επαύξησης της ευστάθειας, όσο και οι αυτόματοι πιλότοι αποτελούν μορφές συστημάτων ελέγχου πτήσης (Flight Control Systems-FCS). Στο

2 σχήμα 8.1 φαίνεται το δομικό διάγραμμα ενός τυπικού ηλεκτρονικού συστήματος ελέγχου πτήσης (Electronic Flight Control System-EFCS). Σχήμα 8.1 Δομικό διάγραμμα τυπικού ηλεκτρονικού συστήματος ελέγχου πτήσης (electronic flight control system-efcs). Τα ηλεκτρονικά συστήματα ελέγχου πτήσης, λαμβάνουν μετρήσεις (σήματα εισόδου, σήματα ελέγχου) τα οποία προέρχονται τόσο από αισθητήρες που παρακολουθούν την κίνηση του αεροσκάφους, όπως π.χ. γυροσκόπια (ρυθμού ή ολοκληρωτικά), επιταχυνσιόμετρα, αισθητήρες γωνίας πρόσπτωσης κτλ., όσο και από δεδομένα της ατμόσφαιρας, όπως π.χ. ταχύτητα αέρα, ύψος, θερμοκρασία, κτλ. Οι νόμοι ελέγχου (control laws) και οι αντίστοιχες ηλεκτρονικές μονάδες ελέγχου (ρυθμιστές/controllers), δομούνται σε δύο επίπεδα βρόχων ανάδρασης. Ο εσωτερικός βρόχος αφορά τα συστήματα επαύξησης της ευστάθειας και ο εξωτερικός αφορά τις διάφορες μορφές των αυτόματων πιλότων. Οι ρυθμιστές επεξεργάζονται τα σήματα εισόδου και ανάλογα με τη μορφή του επιθυμητού ελέγχου, παράγουν εντολές (σήματα εξόδου) σε ηλεκτρική μορφή. Τα σήματα εξόδου από τους ρυθμιστέςε του εσωτερικού και του εξωτερικού βρόχου αθροίζονται ηλεκτρονικά. Το σήμα (signal) που προκύπτει, ενισχύεται μέσω κατάλληλων ενισχυτών (amplifier) και σερβομηχανισμών (servomechanisms) και οδηγείται σε επενεργητές (actuators), οι οποίοι οδηγούν τις επιφάνειες ελέγχου (π.χ. πηδάλια). Οι ενισχυτές και οι σερβομηχανισμοί αυξάνουν τη διαθέσιμη ισχύ, ώστε να μπορούν να υπερνικηθούν τα αεροδυναμικά φορτία που εφαρμόζονται στις επιφάνειες ελέγχου. Αν και στο σχήμα 8.1 απεικονίζεται μόνο ένας άξονας ελέγχου, το FCS μπορεί γενικά να περιλαμβάνει ρυθμιστές κλειστού βρόχου που λειτουργούν ταυτόχρονα σε όλους τους άξονες ελέγχου του αεροσκάφους, ενώ μπορεί να γίνει η κατάλληλη επέκταση ώστε να συμπεριλάβει και τον έλεγχο κλειστού βρόχου της ώθησης του κινητήρα. Έτσι, εφαρμόζεται η πολυμεταβλητή ανάδραση (multivariable feedback), η οποία περιλαμβάνει πολλούς διαφορετικούς βρόχους ελέγχου και αποτελεί την τυπική αρχιτεκτονική σχεδίαση των σύγχρονων FCS. Μέσα στον πιλοτήριο (cockpit) υπάρχει ένας πίνακας ελέγχου (control panel) που επιτρέπει στον πιλότο να εποπτεύει τη συνολική λειτουργία του αεροσκάφους και να δίνει τις εντολές που επιθυμεί. Τα συστήματα ελέγχου ενός SAS, συνήθως περιλαμβάνουν μόνο τα ελάχιστα απαραίτητα, επιτρέποντας στον πιλότο να επιτηρεί το σύστημα για τη σωστή του λειτουργία. Σε κάποιες περιπτώσεις το σύστημα είναι εφοδιασμένο με κάποιους διακόπτες που απομονώνουν μέρη του συστήματος για την περίπτωση βλάβης. Συνήθως όμως, επειδή τα SASs αφορούν την αύξηση της ευστάθειας του αεροσκάφους, και κατά συνέπεια θεωρούνται ως ζωτικό κομμάτι για

3 την εύρυθμη και ασφαλή λειτουργία του, τίθενται και παραμένουν αυτόματα σε λειτουργία, ανεξάρτητα από τις εντολές του πιλότου. Η ασφαλής και αξιόπιστη λειτουργία τους διασφαλίζεται με κατάλληλες αρχιτεκτονικές. Αντίθετα, αν και ο αυτόματος πιλότος είναι πλέον απαραίτητος για επιχειρησιακούς λόγους, η ύπαρξη του δεν είναι επιτακτική για ένα αεροσκάφος με σωστή πτητική συμπεριφορά, όπως αυτή μπορεί να διασφαλιστεί μέσω πρόσθετων SASs. Οι λειτουργίες του αυτόματου πιλότου είναι σχεδιασμένες με τέτοιο τρόπο ώστε να λειτουργούν μαζί με το επαυξημένο αεροσκάφος και να μπορούν να εμπλακούν κατά τη βούληση του πιλότου. Για τον λόγο αυτό, οι πίνακες ελέγχου των αυτομάτων πιλότων είναι κατασκευασμένοι με μεγαλύτερη λεπτομέρεια. Έτσι, είναι εφοδιασμένοι με κουμπιά και διακόπτες που επιτρέπουν στον πιλότο την εμπλοκή (engagement) και την απεμπλοκή των διαφόρων λειτουργιών. Επίσης, με την ύπαρξη κατάλληλων φωτεινών συμβόλων ο πιλότος παρακολουθεί τη σωστή λειτουργία του συστήματος κατά τη διάρκεια των αυτομάτων ελιγμών. Στις διάφορες φάσεις της πτήσης ο πιλότος μπορεί να απεμπλέξει τον αυτόματο πιλότο. Σε αυτήν την περίπτωση, ο πιλότος θα αντιλαμβάνεται τα χαρακτηριστικά πτήσης και ευκολίας χειρισμού από τις κινήσεις του επαυξημένου αεροσκάφος. Έτσι, ο εσωτερικός βρόχος του συστήματος ελέγχου παρέχει τα μέσα με τα οποία όλες οι πλευρές της ευστάθειας, του ελέγχου και της ευκολίας χειρισμού μπορούν να ρυθμιστούν με τέτοιο τρόπο ώστε να βελτιωθούν τα χαρακτηριστικά του βασικού αεροσκάφους. 2. Αρχιτεκτονική Ηλεκτρονικών Συστημάτων Ελέγχου Πτήσης Ανάλογα με το μέγεθος του αεροσκάφους, αλλά και το επίπεδο της τεχνολογικής εξέλιξής του, οι χειρισμοί των πιλότων μπορούν να εφαρμόζονται είτε απευθείας στις μηχανικές επιφάνειες ελέγχου (πηδάλια) είτε στους σερβομηχανισμούς των επενεργητών οδήγησης των πηδαλίων, προκειμένου να ενισχυθούν σε επίπεδο ισχύος ικανό να υπερνικήσει το επίπεδο των αεροδυναμικών δυνάμεων στις επιφάνειες ελέγχου. Σε πολλά όμως σύγχρονα και μεγάλου μεγέθους αεροσκάφη, οι χειρισμοί του πιλότου λαμβάνονται και εκτελούνται μέσω της ίδιας της ηλεκτρονικής μονάδας ελέγχου. Στο σχήμα 8.2 φαίνεται η δομή ενός συστήματος επαύξησης της διαμήκους ευστάθειας με δυνατότητα παρέμβασης του χειριστή στον σερβομηχανισμό (επενεργητή) οδήγησης των πηδαλίων [8]. Αυτό το τυπικό σύστημα ανταποκρίνεται σε ένα αεροσκάφος με μηχανικά πηδάλια ελέγχου με τα οποία το EFCS συνδέεται διαμέσου σερβομηχανισμών, τεχνολογία που χρησιμοποιήθηκε στα αεροσκάφη του Στο σχήμα φαίνεται μόνο ο έλεγχος στον διαμήκη άξονα, αλλά όσα θα συζητηθούν ανταποκρίνονται και στους υπόλοιπους άξονες. Ένα σύστημα αισθητηρίων (π.χ. δυναμοκυψέλες) μετρά τη δύναμη που ασκεί ο χειριστής στο χειριστήριο και την οδηγεί με τη μορφή ηλεκτρικού σήματος σε κατάλληλες συνιστώσες του EFCS. Το σήμα αυτό αποτελεί την εντολή ελέγχου για το σύστημα επαύξησης ευστάθειας, η οποία στη συγκεκριμένη περίπτωση είναι ο επιθυμητός ρυθμός περιστροφής, προκειμένου π.χ. το αεροσκάφος να εκτελέσει ένα ελιγμό ανόδου, όπως αυτός του σχ Ο πραγματικός ρυθμός περιστροφής και το σφάλμα στη γωνία πρόνευσης μετρούνται με κατάλληλα αισθητήρια (γυροσκόπια) και τροφοδοτούνται σαν ανάδραση στις υπόλοιπες συνιστώσες του EFCS, οι οποίες παράγουν με τη μορφή ηλεκτρικού σήματος κατάλληλη εντολή διόρθωσης της κλίσης των πηδαλίων.

4 Σχήμα 8.2 Παράδειγμα αρχιτεκτονικής συστήματος ελέγχου πτήσης με παρέμβαση στο σερβομηχανισμό του πηδαλίου. Το ηλεκτρικό αυτό σήμα οδηγείται στον επενεργητή, οποίος παρέχει τη διασύνδεση ανάμεσα στο ηλεκτρονικό σύστημα ελέγχου πτήσης και στα μηχανικά πηδάλια πτήσης, μετατρέποντας την ηλεκτρική εντολή ελέγχου σε κατάλληλη μετατόπιση των πηδαλίων. Η πρώτη συνιστώσα του επενεργητή είναι ένας ηλεκτρο-υδραυλικός μηχανισμός (ηλεκτροβαλβίδα), η οποία μετατρέπει τα χαμηλής ισχύος ηλεκτρικά σήματα από το σύστημα EFCS σε μηχανικές μετατοπίσεις. Παράλληλα, στην ίδια μηχανική έξοδο αυτής της σερβοβαλβίδας υπερτίθενται και οι εντολές του πιλότου, οι οποίες λαμβάνονται μέσω της δύναμης που ασκεί ο χειριστής σε ένα χειριστήριο και μεταφέρονται μέσω ενός συστήματος μηχανικών μοχλών. Το επίπεδο ενίσχυσης του χαμηλής ισχύος του ηλεκτρικού σήματος από το EFCS σε μηχανική κίνηση είναι αντίστοιχο με το επίπεδο των εντολών ελέγχου που προέρχονται από τον χειριστή. Η δεύτερη συνιστώσα του επενεργητή είναι μία υδραυλική σερβοβαλβίδα, η οποία ενισχύει τη συνισταμένη εντολή του EFCS και του χειριστή και τη μετατρέπει σε μηχανική μετατόπιση του πηδαλίου, παράγοντας επίπεδο δυνάμεων ικανό να υπερνικήσει το επίπεδο των αεροδυναμικών δυνάμεων στο πηδάλιο. Παράλληλα, λόγω του υδραυλικού ρευστού που περιέχει, η υδραυλική σερβοβαλβίδα ανθίσταται στις εντολές κίνησης, και κατά συνέπεια παρέχει στον πιλότο μια απευθείας φυσική αίσθηση (ανάδραση) της δύναμης ελέγχου που ασκεί στο πηδάλιο. Η αλλαγή της κλίσης του πηδαλίου προσδίδει στο αεροσκάφος τον επιθυμητό ρυθμό περιστροφής. Προκειμένου το αεροσκάφος να διατηρεί ένα σταθερό ρυθμό περιστροφής, ο χειριστής πρέπει να ασκεί μια σταθερή δύναμη στο χειριστήριο. Το σύστημα μπορεί να προσαρμοσθεί, έτσι ώστε το επίπεδο δύναμης που ασκεί ο χειριστής ανά μονάδα g της επιτάχυνσης να είναι στα επιθυμητά όρια, τα οποία επιβάλουν οι απαιτήσεις της ποιότητας πτήσης και ευκολίας χειρισμών, όπως αυτές αναλύθηκαν στο κεφάλαιο 7 και εκφράζονται με τον ανηγμένο συντελεστή φόρτισης και την παράμετρο αναμενομένου ελέγχου (CAP).

5 Σε πολλά σύγχρονα αεροσκάφη, ολόκληρες οι συνιστώσες του μηχανικού ελέγχου πτήσης παραλείπονται και αντικαθίσταται από μια ηλεκτρική ή ηλεκτρονική διασύνδεση (link). Συστήματα αυτής της μορφής περιγράφονται με τον όρο «καλωδιωμένα συστήματα πτήσης» (Fly-By-wire systems - FBW systems), [3]. Μάλιστα, επειδή οι περισσότεροι υπολογιστές ελέγχου πτήσης είναι ψηφιακοί στηριζόμενοι σε οπτικές διατάξεις και η μετάδοση των σημάτων ελέγχου εμπλέκει και οπτικά μέσα (π.χ. οπτικές ίνες), τέτοια σύστημα ονομάζονται και «οπτικά συστήματα πτήσης» (Fly-By-Light - FBL). Θα πρέπει όμως να σημειωθεί ότι οι λειτουργίες ελέγχου που επιτελούνται είναι ουσιαστικά ίδιες, είτε στα συστήματα FBW/FBL είτε στα απλά συστήματα επαύξησης της ευστάθειας που αντικαθιστούν. Πρέπει επομένως να υπογραμμισθεί ότι για ένα δεδομένο αεροσκάφος, οι λειτουργίες επαύξησης της ευστάθειας ή αυτόματων πιλότων που απαιτούνται από το σύστημα ελέγχου πτήσης είναι οι ίδιες, ανεξάρτητα από την αρχιτεκτονική που έχει χρησιμοποιηθεί κατά την εφαρμογή τους. Σχήμα 8.3 Βασική αρχιτεκτονική συστήματος FBW. Η βασική αρχιτεκτονική ενός συστήματος FBW/FBL φαίνεται στο σχήμα 8.3. Σε σύγκριση με το σχήμα 8.2, οι βασικές αλλαγές σχετίζονται με τον τρόπο παρέμβασης του χειριστή και τη δομή των επενεργητών. Καθώς τα μόνα μηχανικά στοιχεία στο FCS είναι οι διασυνδέσεις ανάμεσα στους επενεργητές και τις αεροδυναμικές επιφάνειες ελέγχου, ο ηλεκτροϋδραυλικός σερβομηχανισμός (ηλεκτροβαλβίδα) και η υδραυλική σερβοβαλβίδα είναι πολύ σύνηθες να αποτελούν μια και μόνο ενιαία μονάδα. Έτσι, το σήμα εισόδου είναι η ηλεκτρική εντολή ελέγχου από τον υπολογιστή ελέγχου πτήσης και το σήμα εξόδου είναι η απόκλιση της επιφάνειας ελέγχου. Το βασικό πλεονέκτημα ενός ολοκληρωμένου συστήματος επενεργητών είναι η σημαντική απλοποίηση του μηχανολογικού σχεδιασμού, καθώς οι βρόχοι ανάδρασης και ελέγχου κατά κύριο λόγο αποτελούνται από ηλεκτρικά σήματα παρά από ένα συνδυασμό ηλεκτρικών και μηχανικών σημάτων. Η κύρια διαφορά του σχήματος 8.2 από το σχήμα 8.3 είναι ο μηχανισμός φυσικής αίσθησης (ανάδρασης) της δύναμης ελέγχου που ασκεί ο χειριστής στο

6 πηδάλιο. Καθώς η μηχανική διασύνδεση ανάμεσα στον πιλότο και στις επιφάνειες ελέγχου έχει διακοπεί στο σχ. 8.3, η αίσθηση ελέγχου του αεροσκάφους προφανώς δεν έχει άμεση σχέση με τα αεροδυναμικά φορτία των επιφανειών ελέγχου. Για το λόγο αυτό χρησιμοποιείται ένα πρόσθετο σύστημα αίσθησης, το οποίο μπορεί να αποτελείται από ένα απλό μη γραμμικό ελατήριο. Πιο συχνά είναι μια ηλεκτροϋδραυλική συσκευή που αναφέρεται ως Q-feel system, καθώς τα χαρακτηριστικά της σχεδιάζονται με βάση τη μεταβολή της δυναμικής πίεσης Q. Ο προσεχτικός σχεδιασμός του συστήματος αίσθησης, επιτρέπει την ανεξάρτητη από τις άλλες σχετιζόμενες παραμέτρους ευστάθειας, ρύθμιση του περιθωρίου ευστάθειας ελιγμών με τα χειριστήρια ελεύθερα. Όπως φαίνεται και στο σχ. 8.3, τα συστήματα FBW μπορούν να συμπεριλάβουν και τη λειτουργία της αντιστάθμισης με ηλεκτρικό τρόπο, καθώς τα περισσότερα αεροσκάφη που είναι εφοδιασμένα με σύγχρονης τεχνολογίας FCS δεν διαθέτουν μηχανικούς τρόπους αντιστάθμισης. Ο ρόλος της λειτουργίας αυτής είναι να θέτει την τιμή αναφοράς του σήματος ελέγχου -ουσιαστικά τη γωνία απόκλισης της επιφάνειας ελέγχου- σε εκείνη την τιμή που απαιτείται ώστε να διατηρηθούν οι συνθήκες ισορροπίας πτήσης που έχουν επιλεγεί. Η ακριβής λειτουργία που τελικά θα χρησιμοποιηθεί εξαρτάται από τον τύπο της εφαρμογής και σε μερικές περιπτώσεις μπορεί να εφαρμοστεί ένα ολοκληρωμένο και πλήρες αυτόματο σύστημα αντιστάθμισης. Σε αυτή την περίπτωση δεν απαιτείται ούτε καν σύστημα που θα προορίζεται για τον πιλότο, καθώς όλες οι διαδικασίες είναι αυτοματοποιημένες. Στο σχήμα 8.3 εικονίζονται και μερικές άλλες βασικές συνιστώσες ενός συστήματος EFCS. Τα φίλτρα θορύβου π.χ. χρησιμεύουν ώστε να απομακρύνουν περιττές πληροφορίες από τα σήματα εξόδου των αισθητήρων. Στην καλύτερη των περιπτώσεων, ο θόρυβος μπορεί να προκαλέσει άχρηστες κινήσεις των επιφανειών ελέγχου και στη χειρότερη των περιπτώσεων μπορεί να προκαλέσει μη επιθυμητή κίνηση του αεροσκάφους. Κάποιες φορές λόγω του ότι οι αισθητήρες τοποθετούνται σε σημεία του αεροσκάφους που καταπονούνται δομικά, ο θόρυβος προκύπτει από τη φυσιολογική παραμόρφωση που υφίσταται η δομή του αεροσκάφους. Έτσι, δημιουργείται ένας μη επιθυμητός δομικός βρόχος ανάδρασης. Η λύση στο παραπάνω πρόβλημα περιλαμβάνει φιλτράρισμα στενού εύρους ώστε να αποκοπούν τα σήματα εξόδου των αισθητήρων στις κρίσιμες συχνότητες παραμόρφωσης της δομής του αεροσκάφους. Επιπλέον, ένα EFCS παρέχει τη δυνατότητα απλής και συνεχούς προσαρμογής των παραμέτρων των ρυθμιστών στη μεταβολή των συνθηκών πτήσης. Αυτή η δυνατότητα έχει μεγάλη σημασία, καθώς για τα περισσότερα αεροσκάφη τα απαιτούμενα κέρδη του νόμου ελέγχου τα οποία παρέχουν καλή ευστάθεια, έλεγχο και χαρακτηριστικά ευκολίας χειρισμού μεταβάλλονται με τις συνθήκες πτήσης, και είναι απαραίτητο να βρεθεί τρόπος ώστε να επιτυγχάνεται η συνεχής ρύθμισή τους. Οι μεταβολές των συνθηκών πτήσης πολλές φορές προκύπτουν ως αποτέλεσμα των αλλαγών που συμβαίνουν στις αεροδυναμικές ιδιότητες του σκάφους σε όλη την έκταση του φακέλου πτήσης. Για παράδειγμα, σε χαμηλές ταχύτητες η αεροδυναμική αποτελεσματικότητα των επιφανειών ελέγχου είναι γενικά μικρότερη σε σχέση με τις μεγαλύτερες ταχύτητες. Αυτό σημαίνει ότι απαιτούνται μεγαλύτερα κέρδη ελέγχου στις χαμηλές ταχύτητες και το αντίστροφο. Αποτελεί κοινή πρακτική να μεταβάλλονται τα κέρδη σε συνάρτηση με τις συνθήκες πτήσης. Οι κοινά χρησιμοποιούμενες μεταβλητές των συνθηκών πτήσης που χρησιμοποιούνται για αυτόν τον σκοπό είναι η δυναμική πίεση, ο αριθμός Mach, το ύψος κλπ. Όλες αυτές οι πληροφορίες ομαδοποιούνται με τον όρο «ατμοσφαιρικά δεδομένα» (air data) και αποτελούν επίσης στοιχεία που συλλέγει και επεξεργάζεται ένα EFCS.

7 Η ασφάλεια των πτήσεων αποτελεί το μεγαλύτερο ίσως θέμα προς εξέταση σε ένα αεροσκάφος που είναι εφοδιασμένο με σύστημα ελέγχου πτήσης. Εφόσον το EFCS έχει άμεση πρόσβαση στις επιφάνειες ελέγχου, θεωρείται δεδομένο ότι έχει δοθεί ιδιαίτερη προσοχή κατά τον σχεδιασμό ώστε σε καμιά περίπτωση να μην δοθεί κάποια ανεξέλεγκτη εντολή από αυτό. Για παράδειγμα, εάν συνέβαινε αστοχία ενός αισθητήρα, το σήμα εξόδου του θα μπορούσε να φτάσει στη μέγιστη δυνατή τιμή του. Τότε, δια μέσου του νόμου ελέγχου του συστήματος θα μπορούσε να προκληθεί μια μέγιστη απόκλιση των επιφανειών ελέγχου και στη συνέχεια μια αποκλίνουσα απόκριση από το ίδιο το αεροσκάφος. Αυτό που φροντίζει επομένως καταρχήν ο σχεδιαστής του συστήματος δεν είναι τίποτα άλλο από την τοποθέτηση μηχανισμών ώστε να προστατευτεί το ίδιο το αεροσκάφος από τη μερική ή και την ολική αστοχία κάποιων υποσυστημάτων του FCS. Άλλα προβλήματα ασφάλειας, όπως π.χ. η περίπτωση αστοχίας κάποιου εξαρτήματος λύνονται με περιορισμό της μέγιστης τιμής που μπορεί να λάβει το σήμα ελέγχου, κάτι που ονομάζεται σύστημα ελέγχου με περιορισμούς (limited authority control system). Περιοριστές εύρους κίνησης (amplitude limiters) τοποθετούνται στον ίδιο τον επενεργητή, ή/και στον υπολογιστή ελέγχου πτήσης. Σε πιο πολύπλοκα FCS εκεί όπου ο περιορισμός δεν είναι αποδεκτός για λόγους ελέγχου του αεροσκάφους, είναι απαραίτητη η χρήση παραλλήλων και εφεδρικών συστημάτων (redundancy). Αυτά τα FCS αποτελούνται από δύο ή περισσότερα παρόμοια λειτουργικά συστήματα, καθένα από τα οποία λειτουργεί πλήρως και με παράλληλη συνδεσμολογία, ανεξάρτητα από τα υπόλοιπα συστήματα, ενώ η λειτουργία τους επιτηρείται και συγκρίνεται. Σε περίπτωση αστοχίας ενός συστήματος, αυτό απομονώνεται αφήνοντας τα υπόλοιπα σε λειτουργία, διαδικασία που πραγματοποιείται αυτόματα και σε ελάχιστο χρόνο. Ο πιλότος στη συνέχεια ειδοποιείται από το σύστημα ενδείξεων για τη βλάβη, ώστε να απομονώσει και να αντικαταστήσει το προβληματικό σύστημα. 3. Τύποι και νόμοι ελέγχου συστημάτων επαύξησης ευστάθειας Ο αντικειμενικός σκοπός ενός συστήματος SAS είναι να εφοδιαστεί το αεροσκάφος με καλά χαρακτηριστικά ευστάθειας, ελέγχου και ευκολίας χειρισμού σε ολόκληρο τον φάκελο πτήσης του. Αυτό επιτυγχάνεται τροποποιώντας μέσω συστημάτων ανάδρασης τις φυσικές συχνότητες και τους λόγους απόσβεσης που χαρακτηρίζουν τα φαινόμενα δυναμικής πτήσης. Σαν αποτέλεσμα, το SAS ελαχιστοποιεί τα μεταβατικά της απόκρισης που ακολουθούν μετά από μια μεταβολή από την κατάσταση ισορροπίας. Όταν το σύστημα λειτουργεί σωστά κατά τη διάρκεια της πτήσης χωρίς ελιγμούς, οι μεταβλητές απόκρισης θα παίρνουν μηδενικές τιμές ή τιμές πολύ κοντά στην τιμή αυτή αφού η δράση του αρνητικού βρόχου ανάδρασης είναι να οδηγεί την τιμή του σφάλματος στο μηδέν. Επομένως το SAS δεν απαιτεί μεγάλου εύρους κίνηση των πηδαλίων ελέγχου, με τις σχετικές τιμές να κυμαίνονται στο ±10% της συνολικής δυνατότητας κίνησης της επιφάνειας αεροδυναμικού ελέγχου. Τυπικές μορφές SASs όπως καταγράφονται από τους McLean [7] και Nelson [5], παρουσιάζονται στη συνέχεια Αύξηση διαμήκους ευστάθειας και απόσβεσης πρόνευσης Η απόσβεση της μικρής περιόδου για τα αεροσκάφη υψηλών επιδόσεων τείνει να επιδεινωθεί με πολύ ταχύ ρυθμό σε χαμηλές ταχύτητες και σε μεγάλα ύψη (δηλ. σε χαμηλή δυναμική πίεση). Για να μπορέσει να αυξηθεί η ευελιξία των αεροσκαφών

8 υψηλών επιδόσεων, έχει πλέον γίνει ευρέως αποδεκτό ότι μπορεί να ελαττωθεί η στατική διαμήκη ευστάθειας. Για την περίπτωση της διαμήκους ευστάθειας αυτή τη στιγμή πολλά αεροσκάφη σχεδιάζονται με αρνητικά στατικά περιθώρια. Με σκοπό τα αεροσκάφη αυτά να δίνουν την αίσθηση στον πιλότο ότι αποκρίνονται σαν κλασσικά αεροσκάφη, απαιτείται κάποιου είδους επαύξηση της ευστάθειας. Ακόμη και αν ένα αεροσκάφος είναι σχεδιασμένο στατικά ευσταθές, υπό συγκεκριμένες συνθήκες πτήσης προκαλούνται έντονες μεταβολές στη διαμήκη ευστάθεια, ειδικά σε αεροσκάφη υψηλών επιδόσεων σε υπερηχητική πτήση ή σε μεγάλες γωνίες πρόσπτωσης (φαινόμενο pitch up ). Η καμπύλη του συντελεστή ροπής πρόνευσης συναρτήσει της γωνίας πρόσπτωσης ενός αεροσκάφους που υπόκειται σε αυτό το φαινόμενο, έχει τη μορφή του σχήματος 8.4. Σχήμα 8.4 Ασταθής διαμήκης ισορροπία με αύξηση της γωνίας πρόσπτωσης. Εφόσον η κλίση της καμπύλης γίνεται αρνητική συνεπάγεται αστάθεια, οπότε πρέπει να γίνουν διορθωτικές ενέργειες. Η αλλαγή από ευσταθές σε ασταθές, μπορεί να γίνει ταχύτατα με αποτέλεσμα ο πιλότος να μην δύναται να ελέγξει το φαινόμενο. Μία πρακτική λύση του προβλήματος, είναι ο περιορισμός της γωνίας πρόσπτωσης στην οποία πετά το αεροσκάφος. Αυτό βέβαια περιορίζει και την απόδοση του. Για τον λόγο αυτό σχεδιάζονται αυτόματα συστήματα ελέγχου της πρόνευσης ώστε να είναι δυνατή η πτήση σε μεγαλύτερο εύρος γωνιών πρόσπτωσης και συνεπώς λιγότερους περιορισμούς στην απόδοση του αεροσκάφους Ανάδραση ρυθμού πρόνευσης Συνήθως, η αύξηση της διαμήκους ευστάθειας και της απόσβεσης μικρής περιόδου επιτυγχάνεται με την ανάδραση του ρυθμού πρόνευσης στο πηδάλιο ανόδου καθόδου όπως παρουσιάζεται στο δομικό διάγραμμα του σχήματος 8.5.

9 Σχήμα 8.5 Απόσβεση πρόνευσης με ανάδραση του ρυθμού πρόνευσης στο πηδάλιο ανόδου-καθόδου Η συνάρτηση μεταφοράς της δυναμικής του αεροσκάφους μπορεί να προσεγγισθεί με πολύ ικανοποιητική ακρίβεια από τη δυναμική μικρής περιόδου, όπως αυτή περιγράφεται μεταξύ άλλων και από την εξίσωση (7.15). Για τη μέτρηση και ανάδραση του ρυθμού πρόνευσης, χρησιμοποιείται γυροσκόπιο ρυθμού περιστροφής (rate gyro). Το εύρος ζώνης και η απόσβεση τoυ, όπως και όλων των αισθητήρων του συστήματος ελέγχου πτήσης, επιλέγονται κατά βάση, έτσι ώστε να μην υπεισέρχεται κάποια αξιοσημείωτη χρονική καθυστέρηση μεταξύ της εισόδου και του σήματος απόκρισης. Παρόλο που τα αδρανειακά αισθητήρια όπως τα γυροσκόπια και επιταχυνσιόμετρα, έχουν πολύ καλά καθορισμένη δυναμική περιγραφή, γενικά η ευαισθησία των αισθητήρων, περιγράφεται από προσεγγιστικές ΣΜ της μορφής: v f y = K (8.1) όπου y: κινηματική μεταβλητή - είσοδος, vf: ηλεκτρικό σήμα εξόδου, Κ: κέρδος ([Volt/rad] ή [Volt/rad/sec] στα γυροσκόπια και [Volt/m/s 2 ] ή [Volt/g] στα επιταχυνσιόμετρα). Σημειώνεται ότι λόγω της σημειολογίας που καθιερώθηκε εξαρχής, ο ρυθμός πρόνευσης q έχει αντίθετο πρόσημο από τη γωνία δe του πηδαλίου ανόδου-καθόδου. Εφόσον ο επιθυμητός ρυθμός πρόνευσης qcomm εισάγεται ως ομόσημος με τη δe, το σήμα vf του γυροσκοπίου προστίθεται με το qcomm στον αθροιστή του κυκλώματος και το σήμα οδηγείται στον ρυθμιστή (controller). Στην απλούστερη περίπτωση, ο ρυθμιστής μπορεί να είναι ένας απλός αναλογικός ελεγκτής (κατευθυντής) «P» (Proportional), με μία σταθερά κέρδους Κcont. Αφού καθοριστεί ένα κατάλληλο επιθυμητό ζεύγος φυσικής συχνότητας ωs και απόσβεσης ζs, χρησιμοποιώντας κάποια από τις μεθόδους που αναπτύσσονται στο παράρτημα Β, επιδιώκεται ο υπολογισμός των κερδών του κατευθυντή ώστε να προκύπτουν τα επιθυμητά δυναμικά χαρακτηριστικά. Για τους επενεργητές [7], μεσολαβεί μια χρονική καθυστέρηση μεταξύ της εντολής εισόδου και της απόκρισης, λόγω της αδράνειας των μηχανικών και των υδραυλικών μελών του. Για μικρά αεροσκάφη, αυτή μπορεί να αμεληθεί. Στις πλείστες όμως περιπτώσεις και ειδικά για μεγάλα αεροσκάφη, όπου οι απαιτούμενες ροπές για την οδήγηση των επιφανειών ελέγχου είναι μεγάλες, η χρονική καθυστέρηση δεν μπορεί να αμεληθεί, οπότε η πιο κοινή περιγραφή της δυναμικής του επενεργητή, δίνεται από την παρακάτω συνάρτηση μεταφοράς ως: δ(s) δ c (s) = Κ λ s + λ (8.2)

10 όπου λ=1/τ=5:10 [1/sec] είναι η αντίστροφη χρονική σταθερά του επενεργητή. Με στόχο την περαιτέρω αύξηση της απόσβεσης της μικρής περιόδου ζs, μπορούν να χρησιμοποιηθούν αντισταθμιστές προπορευόμενης/υπολειπόμενης φάσης, τυπικά διαγράμματα των οποίων παρουσιάζονται στο σχήμα 8.6. Σχήμα 8.6 Απόσβεση πρόνευσης με ανάδραση του ρυθμού πρόνευσης στο πηδάλιο ανόδου-καθόδου και αντισταθμιστές προπορευόμενης/υπολειπόμενης φάσης.(a) Σειριακή σύνδεση (b) Κατευθυντής στην ανάδραση όπου Σε αυτή την περίπτωση, η συνάρτηση μεταφοράς των αντισταθμιστών είναι: δ e c (s) = K q G cont (s)q(s) (8.3) G cont (s) = 1 + st st 2 (8.4) Παρά το γεγονός όμως ότι η απόσβεση μικρής περιόδου ζs, αυξάνεται, μειώνεται η φυσική συχνότητα χωρίς απόσβεση ωs, ιδιαίτερα όταν το γυροσκόπιο εισάγει έντονο θόρυβο. Παράδειγμα 8.1. Το σύστημα επαύξησης της διαμήκους ευστάθειας και της απόσβεσης της μικρής περιόδου με ανάδραση του ρυθμού πρόνευσης q, έχει τη μορφή του σχήματος 8.5. Χρησιμοποιώντας τα δεδομένα για τις παραγώγους ευστάθειας του αεροσκάφους Boeing (παράρτημα Η.1, 3η περίπτωση), η συνάρτηση μεταφοράς του ρυθμού πρόνευσης ως προς το πηδάλιο ανόδου-καθόδου, όπως προκύπτει από την προσέγγιση της ταλάντωσης της μικρής περιόδου είναι: q(s) 1.271(s ) = (8.5) δ e (s) s s Οι πόλοι της χαρακτηριστικής εξίσωσης και ο μηδενιστής είναι:

11 p 1,2 = ± i z 1 = Όπως αναφέρθηκε αρχικά στο 7ο κεφάλαιο, για τον καθορισμό ικανοποιητικών χαρακτηριστικών πτήσης και ευκολίας χειρισμού, λαμβάνονται υπόψη εμπειρικά δεδομένα όπως το διάγραμμα αποτυπώματος του αντίχειρα (Σχήμα 7.2). Για τα χαρακτηριστικά της μικρής περιόδου, ένα ικανοποιητικό ζεύγος τιμών όπως προκύπτει από το διάγραμμα, είναι: ω s 3 rad ζ 0,6 sec Εφόσον, η χαρακτηριστική εξίσωση είναι της μορφής s 2 +2ζωns+ωn, τα χαρακτηριστικά αυτά αντιστοιχούν στους κυρίαρχους συζυγείς μιγαδικούς πόλους: p 1,2 1.8 ± 2.4i Αρχικά θεωρείται αναλογικός κατευθυντής «P» που είναι ένα απλό κέρδος: G cont (s) = K cont (8.6) Επίσης, μία σημαντική υπενθύμιση: Η πρόνευση θ και ο ρυθμός πρόνευσης q, ορίστηκαν εξαρχής στο παρόν σύγγραμμα ως θετικά όταν η γωνία μετατόπισης του πηδαλίου ανόδου-καθόδου είναι αρνητική. Για να ληφθεί υπόψη η χρονική καθυστέρηση του επενεργητή του πηδαλίου ανόδου-καθόδου, η δυναμική του περιγράφεται από τη σμ: G act (s) = 4 s + 4 = K N act act (8.7) D act Ο ρυθμός πρόνευσης q της ανάδρασης, μετράται με το γυροσκόπιο ρυθμού, το οποίο παρίσταται ως ένα απλό κέρδος: G rg (s) = K q > 0 (8.8) Γενικά υποτίθεται ότι το κέρδος του γυροσκοπίου, είναι δεδομένο, θετικό και σταθερό, οπότε η τοποθέτηση των πόλων στις επιθυμητές θέσεις μπορεί να γίνει με την επιλογή του κατάλληλου κέρδους και του τύπου του κατευθυντή. Η ΣΜ της εγκατάστασης είναι: G plant = q(s) δ e (s) = 1.271(s ) (s s ) = K Ν plant plant (8.9) D plant Τότε ο τόπος των ριζών, έχει τη μορφή του σχήματος Π8.1.1: Σχήμα Π8.1.1 Τόπος ριζών του συστήματος επαύξησης της διαμήκους ευστάθειας με ανάδραση του ρυθμού πρόνευσης q.

12 Προφανώς, από το σχήμα Π8.1.1, προκύπτει ότι για να είναι ευσταθές το σύστημα, το κέρδος του κατευθυντή πρέπει να είναι αρνητικό. Στο σχήμα Π8.1.2, παρουσιάζονται οι θέσεις των πόλων και του μηδενιστή της εγκατάστασης και του επενεργητή, το πως μετατοπίζονται εισάγοντας τον βρόχο ανάδρασης και μεταβάλλοντας το κέρδος του κατευθυντή [10]. Οι κίτρινοι κύκλοι δείχνουν την περιοχή που πρέπει να μετατοπισθούν οι πόλοι, ώστε να επιτευχθούν τα επιθυμητά χαρακτηριστικά της μικρής περιόδου. Σχήμα Π8.1.2 Τόπος ριζών του συστήματος επαύξησης της διαμήκους ευστάθειας με ανάδραση του ρυθμού πρόνευσης q. Παραπέμποντας στο παράρτημα Β.2.3, η ΣΜ του κλειστού βρόχου, γράφεται στη μορφή: q(s) q comm (s) = G cont (s)g act (s)g plant (s) (8.10) 1 + G cont (s)g act (s)g plant (s)g rg (s) Η χαρακτηριστική εξίσωση προκύπτει ως: N act Ν plant Δ(s) = 1 + K cont K q K act K D plant = 0 (8.11) act D plant Ενώ η απόκριση του ρυθμού πρόνευσης σε εντολή εισόδου qcomm μοναδιαίας βαθμίδας, είναι αυτή του σχήματος Π8.1.3:

13 Σχήμα Π8.1.3 Απόκριση ρυθμού πρόνευσης q σε είσοδο μοναδιαίας βαθμίδας του πηδαλίου ανόδουκαθόδου. Θέτοντας Κ=ΚcontKq και επιλύοντας τη χαρακτηριστική εξίσωση, προκύπτει: D act D plant + Κ K act K plant N act Ν plant = 0 (s + 4)(s 2 ( s ) + K 4( 1.271)(s ) = 0 s s 2 ) + ( K)s K = 0 Η επιθυμητή χαρακτηριστική εξίσωση που έχει τους πόλους που προαναφέρθηκαν και συνάδουν με τα απαιτούμενα χαρακτηριστικά πτήσης και ευκολίας χειρισμού, προκύπτει ως εξής: (s + 4)(s s + 9) = 0 s s 2 (8.13) s + 36 = 0 Επιχειρώντας την εξίσωση των συντελεστών της (8.12) με της επιθυμητής χαρακτηριστικής (8.13), είναι προφανής η αδυναμία μετακίνησης των πόλων ακριβώς στις επιθυμητές θέσεις με ένα αναλογικό P κατευθυντή. Για ακριβή έλεγχο απαιτείται η προσθήκη ενός αναλογικού-διαφορικού ( PD -Proportional-Derivative) κατευθυντή: G cont = K cont (1 + T D s) (8.14) Αντί αυτού, σχεδιάζεται ένα άλλο σύστημα, το οποίο συνδυάζει την ανάδραση της πρόνευσης θ και του ρυθμού πρόνευσης q, το οποίο ομοιάζει με μια PD σύνδεση. Το σύστημα αυτό εμπίπτει στους βασικούς διαμήκεις αυτόματους πιλότους και μελετάται εκτεταμένα στη συνέχεια, στο υποκεφάλαιο 4 και στο παράδειγμα SAS επαύξησης της στατικής ευστάθειας Στο υποκεφάλαιο 3.5 του κεφαλαίου 2 ορίστηκε η έννοια των στατικών περιθωρίων ευστάθειας. Ευρύ στατικό περιθώριο συνεπάγεται τη δυνατότητα βελτίωσης της συμπεριφοράς του αεροσκάφους κατά τους ελιγμούς λόγω της μεταβολής του φορτίου που δέχεται το ουραίο πτερύγιο κατά τη μετακίνηση της θέσης του κέντρου βάρους. Από την άλλη, τα μειωμένα στατικά περιθώρια επιτρέπουν καλύτερη εκμετάλλευση των ανωστικών δυνάμεων και η αντίσταση μειώνεται κάτι που οδηγεί σε ευχέρεια ελιγμών, μικρότερες επιφάνειες ελέγχου άρα και μικρότερο βάρος αεροσκάφους και βελτιωμένη κατανάλωση καυσίμου. Υπενθυμίζοντας την εξίσωση (2.23), για ένα στατικά ευσταθές αεροσκάφος στο διάμηκες επίπεδο, πρέπει Cmα<0. Από την εξίσωση (2.27): C mα = C Lα (x cg x ac ) (8.15) Όσο το κέντρο βάρους κινείται προς τα πίσω, η διαμήκης στατική ευστάθεια μειώνεται, μέχρι το αεροσκάφος να γίνει ασταθές. Όταν γίνει ασταθές η μορφή ευστάθειας της μικρής περιόδου, παύει να είναι ταλαντωτική και παραμένει μια μόνιμη

14 τιμή πρόνευσης (pitch up), που σημαίνει ότι το αεροσκάφος αποκτά μια σταθερή ανοδική πορεία. Για να υπερκεραστούν οι επιδράσεις της μεταβολής της αποτελεσματικότητας του ελέγχου κατά το εύρος του φακέλου πτήσης, απαιτείται ένα πιο πολύπλοκο σύστημα επαύξησης της ευστάθειας που ονομάζεται σύστημα ελέγχου προσανατολισμού της πρόνευσης (pitch orientation control system). Το δομικό διάγραμμα ενός τέτοιου συστήματος φαίνεται στο σχήμα 8.7, ενώ μια μορφή τεχνολογικής του υλοποίησης φαίνεται στο σχ Σχήμα 8.7 Σύστημα επαύξησης της διαμήκους στατικής ευστάθειας με ανάδραση του ρυθμού πρόνευσης και της κατακόρυφης επιτάχυνσης στο πηδάλιο ανόδου-καθόδου Ο εσωτερικός βρόχος, είναι ένα κλασσικό SAS αποσβεστήρα πρόνευσης, ενώ στον εξωτερικό βρόγχο, αναδράται ο ρυθμός πρόνευσης που προστίθεται στην εντολή qcomm και οδηγείται σε ένα ολοκληρωτικό γυροσκόπιο (integrate gyroscope). Με οποιαδήποτε μέθοδο σχεδιασμού ΣΑΕ μπορούν να επιλεγούν τα κατάλληλα κέρδη Κq,K1. Μια άλλη μέθοδος είναι με εισαγωγή ενός κυκλώματος Washout. Η λειτουργία του συνοψίζεται στο ότι μπλοκάρει τη μόνιμη τιμή και επιτρέπει τη μετάδοση μόνο των διαταραχών της Συστήματα μικτής ανάδρασης Αποσκοπώντας σε ακόμα καλύτερο έλεγχο και βελτιωμένα χαρακτηριστικά ευκολίας χειρισμού, σχεδιάζονται συστήματα, με περισσότερες από μια μεταβλητές ανάδρασης. Στην κλασσικότερη περίπτωση [7], όπως δείχνει και το σχήμα 8.8, στο κύκλωμα ενός κλασσικού αποσβεστήρα πρόνευσης, προστίθεται μια δεύτερη ανάδραση, αυτή της κάθετης επιτάχυνσης az, που μετράται άμεσα με ένα επιταχυνσιόμετρο. Σχήμα 8.8 Απόσβεση πρόνευσης με ανάδραση του ρυθμού πρόνευσης και της κατακόρυφης επιτάχυνσης στο πηδάλιο ανόδου-καθόδου

15 Τότε ο νόμος ελέγχου ως προς το πηδάλιο ανόδου καθόδου, είναι της μορφής: δ e = K q q + K az a zcg (8.16) όπου Κq: κέρδος ανάδρασης του γυροσκοπίου ρυθμού, Κaz: κέρδος ανάδρασης του επιταχυνσιομέτρου. Ένα τέτοιο σύστημα, ονομάζεται «μικτό σύστημα ανάδρασης» (blended feedback system). Αναφέρθηκε προηγουμένως, η σημασία της θέσης που τοποθετούνται οι αισθητήρες. Στον νόμο ελέγχου που διατυπώθηκε πιο πάνω, θεωρείται η κάθετη επιτάχυνση στο κέντρο βάρους -γι αυτό και ο δείκτης cg- η οποία δίνεται από τη σχέση: a zcg = w U e q (8.17) Στην περίπτωση που η επιτάχυνση μετράται σε άλλο σημείο του αεροσκάφους, έστω σε οριζόντια απόσταση x από αυτό, τότε: a z = a zcg x q (8.18) Η χρήση αυτού του κυκλώματος, οδηγεί σε ένα πιο στιβαρό σύστημα, δηλαδή μεγαλύτερη απόσβεση ζs, όμως παράλληλα αυξάνεται η φυσική συχνότητα ωs. Η βασικότερη όμως επιδίωξη κατά την εφαρμογή του, είναι η διατήρηση σταθερών χαρακτηριστικών ευκολίας χειρισμού σε όλο το εύρος του φακέλου πτήσης. Αυτό εξαρτάται από τον λόγο Κq/Kaz. Γενικά σε χαμηλές δυναμικές πιέσεις Q=1/2ρUe 2, ο λόγος αυτός ρυθμίζεται σε μεγάλες τιμές, έτσι ώστε να συμπεριφέρεται ως ένας κλασσικός αποσβεστήρας πρόνευσης με ανάδραση του q. Σε ψηλές δυναμικές πιέσεις ρυθμίζεται ώστε να συμπεριφέρεται περισσότερο ως ένα SAS με ανάδραση της az μόνο. Παρόλη τη σημασία του ρυθμού πρόνευσης q σε αυτά τα συστήματα επαύξησης της ευστάθειας, η πραγματικότητα είναι ότι οι πιλότοι σπάνια δίνουν ως εντολή συγκεκριμένη τιμή του q, απλά απαιτούν μια συγκεκριμένη συμπεριφορά του αεροσκάφους σε μια εντολή ελιγμού. Η ανάλυση στην εισαγωγή του κεφ. 7, δείχνει πως αυτή η εντολή ελιγμού - ουσιαστικά μια εντολή επιτάχυνσης- είναι απλά μια μορφή εντολής ρυθμού πρόνευσης qcomm. Επιπλέον, η ανάλυση στο υποκεφάλαιο 3.2 του κεφ. 7, οδηγεί στην ουσιαστική ισοδυναμία του ελέγχου της κατακόρυφης επιτάχυνσης με τον έλεγχο του ανηγμένου συντελεστή φόρτισης ηα. Εναλλακτικά από τις προσεγγιστικές εκφράσεις των χαρακτηριστικών της ταλάντωσης της μικρής περιόδου, προκύπτει ότι με αύξηση των παραγώγων ευστάθειας Mw και M w αυξάνονται και τα ζs,ωs. Για να επιτευχθεί αυτή η αύξηση εφαρμόζεται ένας νόμος ελέγχου βασιζόμενος στη γωνία πρόσπτωσης της μορφής: δ e = Κ α α + Κ α α = K α w + K α w (8.19) Έχει όμως αναφερθεί ήδη και φάνηκε και στα παραδείγματα ότι η M w είναι γενικά αμελητέα που συνεπάγεται ότι ο έλεγχος αυτός, επηρεάζει ελάχιστα την ταλάντωση του φυγοειδούς. Η εφαρμογή αυτού του SAS, τείνει να σταθεροποιεί τον κάθετο συντελεστή φόρτισης nz και τη γωνία πρόσπτωσης α. Το πρόβλημα όμως είναι η αναξιοπιστία των μετρήσεων της γωνίας πρόσπτωσης και του ρυθμού μεταβολής της, καθώς χρησιμοποιείται ως αναφορά ο σχετικός άνεμος. Για τον λόγο αυτό έχει περιορισμένη εφαρμογή, κυρίως σε αεροσκάφη υψηλών επιδόσεων. Μια πιο αξιόπιστη έμμεση μέθοδος μέτρησης της γωνίας πρόσπτωσης, είναι με βάση την κατακόρυφη επιτάχυνση az, οπότε ουσιαστικά προκύπτει μια διαφορετική

16 παραλλαγή μικτής ανάδρασης του ρυθμού πρόνευσης και της κατακόρυφης επιτάχυνσης Αύξηση εγκάρσιας ευστάθειας και απόσβεσης Στη μελέτη της δυναμικής της εγκάρσιας κίνησης του αεροσκάφους, αναλύθηκαν οι τρεις ιδιομορφές που διακρίνονται ως σχετικά ανεξάρτητες: μορφή υποχώρησης της περιστροφής, μορφή του σπειροειδούς, μορφή της ολλανδικής περιστροφής. Στις τρεις αυτές μορφές παρατηρείται γενικά μια καλά αποσβενόμενη απόκριση του ρυθμού περιστροφής p, μια μακροπρόθεσμα τάση το αεροσκάφος να διατηρείται είτε σε θέση με οριζόντιες πτέρυγες (wings level) είτε σε αποκλίνουσα σπειροειδή κίνηση και μια ευσταθής συμπεριφορά ως προς τη διεύθυνση («ανεμουριακή συμπεριφορά»). Ωστόσο, σε αεροσκάφη, όπου η επίδραση του φαινομένου της δίεδρης γωνίας είναι μεγάλη, η απόσβεση της περιστροφής είναι μικρή, και σαν αποτέλεσμα οι μορφές της υποχώρησης της περιστροφής και του σπειροειδούς μπορεί να συγκλίνουν σε μια ενιαία ιδιομορφή, η οποία ονομάζεται και «εγκάρσιο φυγοειδές». Επιπλέον, επειδή η απόσβεση της Ολλανδικής περιστροφής είναι μικρή, ο χειρισμός του αεροσκάφους μπορεί να αποβεί ιδιαίτερα δύσκολος, ειδικά σε περιπτώσεις ελιγμών συντονισμένης περιστροφής χωρίς πλαγιολίσθηση. Για τον λόγο αυτό, χρησιμοποιούνται τρεις βασικές μορφές συστημάτων επαύξησης της ευστάθειας: η απόσβεση της εκτροπής, η απόσβεση της περιστροφής, η απόσβεση της σπειροειδούς απόκλισης. Επειδή η εγκάρσια κίνηση του αεροσκάφους ελέγχεται στην πραγματικότητα από τη συνδυασμένη δράση των πηδαλίων εκτροπής και κλίσης, η ανάλυση και ο σχεδιασμός των συστημάτων ελέγχου της εγκάρσιας δυναμικής είναι αρκετά πιο σύνθετος από αυτόν της διαμήκους και υλοποιείται με σύνθετα συστήματα ελέγχου, όπου οι κινήσεις αυτών των δύο πηδαλίων συγχρονίζονται. Παρά το γεγονός αυτό, η ανάλυσή των τριών αυτών βασικών μορφών επαύξησης της ευστάθειας πραγματεύεται σε αυτό το κεφάλαιο συστήματα ανάδρασης σε μια μόνο αεροδυναμική επιφάνεια, δηλαδή είτε στα πηδάλια εκτροπής, είτε στα πηδάλια κλίσης. Ωστόσο, τα βασικά συμπεράσματα που προκύπτουν οδηγούν σε χρήσιμες φυσικές πληροφορίες, ενώ οι βρόχοι ελέγχου που παρουσιάζονται, αποτελούν τμήματα (εσωτερικούς βρόχους) γενικότερων συντονισμένων μορφών ελέγχου της εγκάρσιας δυναμικής Απόσβεση Ολλανδικής Περιστροφής Όπως αναφέρθηκε στο 5ο κεφάλαιο περί εγκάρσιας-διεύθυνσης δυναμικής, η μόνη ταλαντωτική μορφή ευστάθειας είναι η ολλανδική περιστροφή, η οποία είναι το εγκάρσιο-διεύθυνσης ισοδύναμο της μορφής της μικρής περιόδου από τη διαμήκη δυναμική. Οι συχνότητες της είναι παρόμοιες με της μικρής περιόδου. Επειδή όμως, το κάθετο ουραίο σταθερό πτερύγιο είναι λιγότερο αποτελεσματικό ως αποσβεστήρας σε σχέση με το οριζόντιο σταθερό, η απόσβεση της είναι συνήθως μη επαρκής. Οπότε κρίνεται απαραίτητος ο σχεδιασμός ενός συστήματος επαύξησης της ευστάθειας που να ελέγχει την απόκριση του ρυθμού εκτροπής κατά την εφαρμογή μιας εισόδου στο πηδάλιο εκτροπής και να δίνει τη δυνατότητα αύξησης της απόσβεσης της μορφής της ολλανδικής περιστροφής.

17 Παράδειγμα 8.2. Το δομικό διάγραμμα ενός τέτοιο συστήματος, φαίνεται στο σχήμα Π Σχήμα Π8.2.1 Δομικό διάγραμμα συστήματος επαύξησης της απόσβεσης της εκτροπής με έλεγχο του ρυθμού εκτροπής r. Εξετάζοντας και πάλι την περίπτωση του αεροσκάφους Boeing (παράρτημα Η.1, - 3η περίπτωση), η συνάρτηση μεταφοράς του ρυθμού εκτροπής ως προς το πηδάλιο εκτροπής όπως προκύπτει από την επίλυση των πλήρων εξισώσεων της εγκάρσιας-διεύθυνσης δυναμικής: r(s) δ r (s) = s s s (8.20) s s s s Υπολογίζοντας τις ρίζες αριθμητή και παρονομαστή, ομαδοποιείται ως εξής: r(s) δ r (s) = (s )(s s ) (8.21) (s )(s )(s s ) Τότε οι πόλοι και μηδενιστές της ΣΜ είναι: p 1 = p 2 = p 3,4 = ± z 1 = z 2,3 = ± Η ΣΜ του επενεργητή του πηδαλίου εκτροπής: G act (s) = 4 s + 4 = K N act act (8.22) D act Αρχικά υποτίθεται ένας αναλογικός ( P ) κατευθυντής: G cont (s) = K cont (8.23) Το γυροσκόπιο ρυθμού παρίσταται ως είναι ένα απλό κέρδος: G rg (s) = K r (8.24) Η συνάρτηση μεταφοράς του κλειστού βρόχου έχει τη μορφή: r(s) r comm (s) = G cont (s)g act (s)g plant (s) (8.25) 1 + G cont (s)g rg (s)g act (s)g plant (s) Και η χαρακτηριστική εξίσωση: Δ(s) = 1 + G cont (s)g rg (s)g act (s)g plant (s) = 0 (8.26) Αν όπως προαναφέρθηκε, το κέρδος του γυροσκοπίου ρυθμού είναι εκ κατασκευής ορισμένο και θετικό, το αρνητικό πρόσημο υπεισέρχεται μέσω ενός P κατευθυντή με αρνητικό κέρδος. Κατατάσσοντας το Boeing στην κατηγορία αεροσκάφους ΙΙΙ, οι ελάχιστες απαιτούμενες τιμές των χαρακτηριστικών 1ου επιπέδου, της ολλανδικής περιστροφής για τις πιο απαιτητικές φάσεις πτήσης (CAT A), είναι σύμφωνα με τον πίνακα 7.9: ζ d 0.19 ζ d ω d 0.35 ω d 0.5

18 Στο σχήμα Π8.2.2, παρουσιάζεται ο τόπος των ριζών, καθώς και οι επιθυμητές περιοχές τοποθέτησης των πόλων, ενώ φαίνεται πως μετατοπίζονται οι πόλοι κλείνοντας τον βρόχο με την ανάδραση του ρυθμού εκτροπής. Στο παρόν τέθηκαν: K cont = 1 K r = 1 Σχήμα Π8.2.2 Τόπος ριζών του συστήματος επαύξησης της απόσβεσης της εκτροπής με ανάδραση του ρυθμού εκτροπής r. Μετατόπιση των πόλων στις επιθυμητές περιοχές με τη μεταβολή του κέρδους κατευθυντή. Στο σχήμα Π8.2.3 παρουσιάζεται η απόκριση του συστήματος επαύξησης της απόσβεσης της εκτροπής με ανάδραση του ρυθμού εκτροπής r (yaw damper) σε είσοδο μοναδιαίου παλμού για τα κέρδη που τέθηκαν πιο πάνω. Σχήμα Π8.2.3 Απόκριση ρυθμού εκτροπής r σε είσοδο μοναδιαίου παλμού 2 sec του πηδαλίου εκτροπής. Γενικά φαίνεται ότι το σύστημα μπορεί να λειτουργήσει ικανοποιητικά ώστε να επιτευχθεί η επιθυμητή μορφή της απόκρισης του ρυθμού εκτροπής. Υπάρχουν όμως ελιγμοί όπως η σταθερή στροφή, που απαιτείται ένας σταθερός ρυθμός εκτροπής. Στην παρούσα του μορφή, όπως φάνηκε αντιτίθεται σε μια τέτοια

19 εντολή, στέλνοντας κατάλληλες εντολές στο πηδάλιο εκτροπής που οδηγούν τον ρυθμό εκτροπής σε μηδενική τιμή μόνιμης κατάστασης. Στις περιπτώσεις τέτοιων ελιγμών, ούτως ώστε να μην χρειάζεται ο πιλότος να εφαρμόζει την εντολή ελέγχου καθ όλη τη διάρκεια του ελιγμού απαιτείται ο σχεδιασμός ενός διαφορετικού συστήματος. Σχήμα Π8.2.4 Σύστημα επαύξησης της απόσβεσης της εκτροπής με κύκλωμα Washout στην ανάδραση. Έτσι, στην αρχική μορφή του yaw damper, προστίθεται στην ανάδραση ένα κύκλωμα Washout -όπως δείχνει το σχήμα Π που διέπεται από μια ΣΜ της μορφής: Η(s) = N wo = D wo s + 1 (8.27) T wo όπου Two, η χρονική σταθερά του κυκλώματος. Το κύκλωμα washout, είναι ένα υψιπερατό φίλτρο. Δηλαδή επιτρέπει τη μετάδοση μόνο των υψίσυχνων σημάτων ανάδρασης r που σημαίνει ότι η τιμή μόνιμης κατάστασης rss, δεν ανατροφοδοτείται στον κατευθυντή. Με την προσθήκη του κυκλώματος αυτού, η χαρακτηριστική του κλειστού βρόχου του συστήματος ελέγχου γίνεται: N act Ν plant N wo Δ(s) = 1 + K cont K r K act K plant (8.28) D act D plant D wo O τόπος των ριζών του συστήματος, για Τwo=2 sec Kcont = -1, και Κr = 1, φαίνεται στο σχήμα Π8.2.5, όπως και η μετακίνηση των πόλων στις επιθυμητές περιοχές με την εφαρμογή της ανάδρασης. s

20 Σχήμα Π8.2.5 Τόπος ριζών του συστήματος επαύξησης της απόσβεσης της εκτροπής με κύκλωμα Washout στην ανάδραση. Μετατόπιση των πόλων στις επιθυμητές περιοχές με τη μεταβολή του κέρδους κατευθυντή. Το κύκλωμα washout τοποθετεί ένα μηδενιστή στην αρχή των αξόνων και έτσι δημιουργείται ένας κλάδος του τόπου ριζών μεταξύ αυτού του μηδενιστή και του πόλου της ΣΜ του ρυθμού εκτροπής στο δεξιό ημιεπίπεδο. Όμως ο πόλος αυτός, βρίσκεται πολύ κοντά στον φανταστικό άξονα οπότε είναι πολύ αργός και η αστάθεια που δημιουργεί μπορεί να φανεί μόνο μακροπρόθεσμα (t>100 sec), άρα μπορεί να ελεγχθεί από τον πιλότο. Με τα προαναφερθέντα δεδομένα, η απόκριση του ρυθμού εκτροπής σε είσοδο παλμού διαρκείας 2 δευτερολέπτων, δίνεται στο ακόλουθο σχήμα Π8.2.6: Σχήμα Π8.2.6 Απόκριση ρυθμού εκτροπής με την εισαγωγή του κυκλώματος Washout στο SAS απόσβεσης της εκτροπής με ανάδραση του r.

21 Απόσβεση του ρυθμού περιστροφής Τα συστήματα αυτής της κατηγορίας, σχεδιάζονται γενικά όταν η συμπεριφορά του αεροσκάφους ως προς την περιστροφή δεν είναι ικανοποιητική. Συνήθως αυτό συνεπάγεται ότι ο χρόνος απόκρισης του αεροσκάφους σε μια εντολή περιστροφής είναι μεγάλος, οπότε επιδιώκεται ο σχεδιασμός ενός SAS για ταχύτερη επίτευξη ενός επιθυμητού ρυθμού περιστροφής. Η παράγωγος ευστάθειας που αντιπροσωπεύει την απόσβεση της μορφής της περιστροφής είναι η Lp, δηλαδή της ροπής περιστροφής λόγω του ρυθμού περιστροφής. Ουσιαστικά η προσοχή στρέφεται στη μορφή ευστάθειας υποχώρησης της περιστροφής της οποίας η χρονική σταθερά είναι: Τ r I x (8.29) L p Το συγκεκριμένο σύστημα, αποτελεί συνήθως ένα εσωτερικό βρόχο του αυτομάτου πιλότου της γωνίας πορείας ψ. Το δομικό διάγραμμα του φαίνεται στο σχήμα 8.9. Σχήμα 8.9 Δομικό διάγραμμα συστήματος επαύξησης της απόσβεσης του ρυθμού περιστροφής p με ανάδραση του στα πηδάλια κλίσης. Όπως και στα προηγούμενα συστήματα, υποτίθεται ότι το γυροσκόπιο ρυθμού για τη μέτρηση του ρυθμού περιστροφής που αναδράται στο σύστημα, παριστάνεται από κάποιο απλό κέρδος. G rg (s) = K p (8.30) Επίσης, η δυναμική του επενεργητή των πηδαλίων κλίσης (ailerons) περιγράφεται από μια πρώτης τάξης ΣΜ για να παρασταθεί η καθυστέρηση του ηλεκτροϋδραυλικού συστήματος. Όσον αφορά τη δυναμική του αεροσκάφους που εμπλέκεται, στην παρούσα ανάλυση χρησιμοποιείται κυρίως η έκφραση της προσέγγισης της υποχώρησης της περιστροφής. Το πόσο αντιπροσωπευτική είναι αυτή η προσέγγιση, εξαρτάται κυρίως από τον τύπο του αεροσκάφους και τις συνθήκες πτήσης. Συνολικά όμως παρέχει μια πρώτη εικόνα της δυναμικής και της επίδρασης του ελέγχου στην περιστροφή του αεροσκάφους. Τότε η συνάρτηση μεταφοράς του ρυθμού περιστροφής ως προς τα πηδάλια κλίσης από την εξίσωση (5.23): p(s) δ a (s) = l δ a s l p k p s + 1 T r (8.31) Η μείωση της χρονική σταθεράς Τr βελτιώνει τη δυναμική συμπεριφορά του αεροσκάφους κατά την περιστροφή ενώ συχνά έχει παράλληλα θετική επίδραση και στην ολλανδική περιστροφή.

22 Εν τέλει, το σύστημα αυτό αν και δεν επηρεάζει την επιτάχυνση της περιστροφής, περιορίζει τον μέγιστο ρυθμό περιστροφής που μπορεί να επιτύχει το αεροσκάφος, συνεπώς αυξάνει τον χρόνο επίτευξης μιας δεδομένης γωνίας κλίσης. Στην περίπτωση που το αποτέλεσμα δεν συνάδει με τα απαιτούμενα χαρακτηριστικά πτήσης και ευκολίας χειρισμού, χρειάζεται καλύτερος έλεγχος για επαύξηση της Lδa. Επίσης, τονίζεται η σημασία του σημείου τοποθέτησης του γυροσκοπίου ρυθμού στο αεροσκάφος. Καθώς το αεροσκάφος περιστρέφεται περί του διανύσματος της ταχύτητας του, χαλά η ευθυγράμμιση του άξονα περιστροφής με τον άξονα εισόδου του γυροσκοπίου κάτι που σχετίζεται άμεσα με τη γωνία πρόσπτωσης του αεροσκάφους και συγκεκριμένα με το συνημίτονό της. Καθώς όμως στην ανάλυση που χρησιμοποιήθηκε υποτίθενται μικρές γωνίες πρόσπτωσης, δεν υπεισέρχεται η κακή ευθυγράμμιση σε σημαντικό βαθμό ώστε να επηρεάζει τις μετρήσεις του γυροσκοπίου. Παράδειγμα 8.3. Στα προηγούμενα παραδείγματα αναλύθηκαν τα βασικά συστήματα ελέγχου και επαύξησης της ευστάθειας για την πρόνευση και την εκτροπή του αεροσκάφους. Στη συνέχεια μελετάται το αντίστοιχο σύστημα για τον έλεγχο της περιστροφής. Χρησιμοποιείται ως σήμα ανάδρασης, ο ρυθμός περιστροφής p, που μετράται με ένα γυροσκόπιο ρυθμού. Η δυναμική της κίνησης περιγράφεται από τη σμ του ρυθμού περιστροφής p ως προς τη γωνία μετατόπισης των πηδαλίων κλίσης δa η οποία προκύπτει από την προσέγγιση της εγκάρσιας-διεύθυνσης μορφής ευστάθειας υποχώρησης της περιστροφής, με τα δεδομένα του Boeing (παράρτημα Η.1, 3η περίπτωση): G plant (s) = p(s) δ a (s) = l δ a = K plant = (8.32) s l p s + 1 T r s Επίσης για τον επενεργητή, όπως και στα προηγούμενα παραδείγματα, θεωρείται η ΣΜ: G act (s) = 4 s + 4 = K N act act (8.33) D act Το γυροσκόπιο ρυθμού παριστάνεται ως ένα απλό κέρδος. G rg (s) = K p (8.34) Τότε επιλέγεται αναλογικός-διαφορικός κατευθυντής (PD) για αυξημένη απόσβεση και ευστάθεια, ο οποίος διέπεται από τη σχέση: G cont (s) = Κ cont (1 + T D s) = Κ cont T D (s + 1 ) = K T cont N cont (8.35) D Για την επιλογή του κατάλληλου κέρδους και των χαρακτηριστικών του κατευθυντή ώστε να τοποθετηθούν οι πόλοι στις επιθυμητές θέσεις, από τη ΣΜ του κλειστού βρόχου και θέτοντας το κέρδος που πρέπει να υπολογιστεί Κ=K contkp: 1 + G cont (s)g rg (s)g act (s)g plant (s) = 0 D act D plant + K K act K plant N cont N act Ν plant = 0 s 2 + ( K)s K 1 (8.36) = 0 T d Σύμφωνα με τον πίνακα 7.6, μια τυπική επιθυμητή τιμή του Τr=1.4 sec. Άρα η επιθυμητή χαρακτηριστική εξίσωση κλειστού βρόχου είναι: Δ(s) = (s + 4)(s ) = 0 (8.37) Εξισώνοντας του συντελεστές του πολυωνύμου με της επιθυμητής χαρακτηριστικής: Δ(s) = s s = 0 (8.38) Προκύπτει το σύστημα:

23 K = K 1 T d = (8.39) Επιλύοντας: K cont K p = T D = 0.25 Τότε ο τόπος των ριζών του κλειστού βρόχου είναι αυτός του σχήματος Π8.3.1: Σχήμα Π8.3.1 Τόπος ριζών συστήματος επαύξησης της απόσβεσης του ρυθμού περιστροφής p. Μετατόπιση των πόλων στις επιθυμητές περιοχές με τη μεταβολή του κέρδους κατευθυντή. Η απόκριση του συστήματος σε είσοδο μοναδιαίου παλμού 2 sec, παρουσιάζεται στο σχήμα Π8.3.2: Σχήμα Π8.3.2 Απόκριση του ρυθμού περιστροφής p σε είσοδο παλμού 2 sec των πηδαλίων κλίσης στο σύστημα επαύξησης της απόσβεσης του ρυθμού περιστροφής. 4. Βασικά συστήματα αυτομάτων πιλότων Για τη μείωση του φόρτου του πιλότου, ειδικά για τις πτήσεις μακράς ακτίνας, τα περισσότερα αεροσκάφη είναι εφοδιασμένα με κάποιο τύπο ενός αυτόματου συστήματος ελέγχου πτήσης (AFCS) ή με άλλα λόγια με έναν αυτόματο πιλότο. Τα περισσότερα συστήματα αυτομάτων πιλότων [7], [8], έχουν ως ελάχιστη ικανότητα τον

24 έλεγχο μιας η περισσότερων βασικών παραμέτρων της θέσης και της κατάστασης τoυ αεροσκάφους, όπως οι: γωνία πρόνευσης, ύψος, ταχύτητα ή αριθμός Mach, βαθμός ανόδου-καθόδου, γωνία κλίσης, πορεία, βαθμός στροφής σε σταθερό ύψος και ταχύτητα, μηδενική εγκάρσια επιτάχυνση. Στα αεροσκάφη υψηλών επιδόσεων, καθώς και στα αεροσκάφη που προορίζονται να εκτελούν πτήσης μεσαίας-μεγάλης ακτίνας, ο αυτόματος πιλότος έχει επιπλέον την ικανότητα να εκτελεί σύνθετες λειτουργίες πλοήγησης και ελιγμών, όπως: Α) Διαμήκεις λειτουργίες: συνάντηση και τήρηση του ίχνους καθόδου (glideslope), οριζοντίωση (flare) πριν την προσγείωση, αυτόματη προσγείωση. Β) Εγκάρσιες λειτουργίες: συνάντηση και διατήρηση του ίχνους του localizer του ILS, πτήση προς ένα ραδιοβοήθημα, πτήση προς ένα τυχαίο σημείο (way point) Διαμήκεις βασικές λειτουργίες του αυτόματου πιλότου Διατήρηση γωνίας πρόνευσης Πρόκειται για μια από τις πρώτες λειτουργίες που χρησιμοποιήθηκαν στην αεροπορία. Ένας λόγος που συνέβη αυτό είναι διότι μέσω αυτού του βοηθήματος ο πιλότος παύει να ασχολείται με τον έλεγχο της γωνίας πρόνευσης του αεροσκάφους, κάτι που προσθέτει σημαντικό φόρτο σε πτήσεις διαμέσου αναταράξεων. Σχήμα 8.10 Δομικό διάγραμμα συστήματος αυτόματου ελέγχου της πρόνευσης με απλή ανάδραση της γωνίας θ. Η πιο απλή μορφή ελέγχου εικονίζεται στο σχ.8.10 και συνίσταται ουσιαστικά στην απλή ανάδραση της γωνίας πρόνευσης, όπως αυτή μετράται από ένα κατακόρυφο γυροσκόπιο (το όργανο πτήσης «τεχνητός ορίζοντας») μέτρησης της γωνίας αυτής. Το σήμα ελέγχου δρα στο πηδάλιο ανόδου καθόδου. Αυτή η δομή ελέγχου προσπαθεί να υποκαταστήσει το χειροκίνητο έλεγχο αυτής της γωνίας, δηλαδή το γεγονός ότι η ένας άνθρωπος ελέγχει τη γωνία πρόνευσης του αεροσκάφους παρατηρώντας τον «τεχνητό ορίζοντα» και δρώντας στο πηδάλιο ανόδου-καθόδου. Όπως όμως θα παρουσιαστεί πιο κάτω στο παράδειγμα 8.4 το κύκλωμα που περιγράφηκε δεν δίνει ικανοποιητικά αποτελέσματα απόσβεσης για τη μικρή περίοδο,

25 οδηγώντας σε έντονα μεταβατικά ταλαντωτικά φαινόμενα και πιθανόν αστάθεια. Για τον λόγο αυτό, προτίθεται και ένας εσωτερικός βρόχος απόσβεσης του ρυθμού πρόνευσης, όπως απεικονίζεται στο σχήμα 8.11 και επίσης μελετάται στο παράδειγμα 8.4. Σχήμα 8.11 Σύστημα επαύξησης της διαμήκους ευστάθειας με ανάδραση της πρόνευσης θ στον εξωτερικό βρόχο και του ρυθμού πρόνευσης στον εσωτερικό βρόχο. Ένας τέτοιος αυτόματος πιλότος, με ιδιαίτερη έμφαση στην αύξηση της απόσβεσης μέσω του εσωτερικού βρόχου ανάδρασης, αναλύεται στο παράδειγμα 8.4. Παράδειγμα 8.4. Η γωνία θ λαμβάνεται ολοκληρώνοντας το σήμα που εξέρχεται από τη σμ του ρυθμού πρόνευσης q. Χρησιμοποιούνται και σε αυτό το παράδειγμα τα δεδομένα του αεροσκάφους Boeing (παράρτημα Η.1, 3η περίπτωση). Εφόσον q=dθ/dt, άρα q=sθ, η ΣΜ της πρόνευσης προκύπτει: θ(s) δ e (s) = 1 q(s) s δ e (s) = 1 s 1.271(s ) (8.40) (s s ) Οι πόλοι της χαρακτηριστικής εξίσωσης και ο μηδενιστής είναι: p 1 = 0 p 2,3 = ± i z 1 = Τα επιθυμητά χαρακτηριστικά της μικρής περιόδου και οι αντίστοιχες θέσεις των κυρίαρχων πόλων όπως προαναφέρθηκαν στο παράδειγμα 8.1: ω s 3 rad ζ 0,6 sec p 2,3 1.8 ± 2.4i Στο σχήμα Π8.4.1, παρουσιάζονται οι θέσεις των πόλων και του μηδενιστή της συνάρτησης μεταφοράς της πρόνευσης, ενώ οι κίτρινοι κύκλοι δείχνουν την περιοχή που πρέπει να μετατοπισθούν οι πόλοι, ώστε να επιτευχθούν τα επιθυμητά χαρακτηριστικά της μικρής περιόδου. Η τοποθέτηση των πόλων μπορεί να γίνει με την επιλογή του κατάλληλου κέρδους και του τύπου του κατευθυντή. Για να είναι δυνατός ο έλεγχος της απόκρισης της πρόνευσης, ως πρώτη ενέργεια, σχεδιάζεται σύστημα επαύξησης της ευστάθειας με αρνητική ανάδραση της πρόνευσης θ στο πηδάλιο ανόδου-καθόδου, το οποίο έχει τη μορφή του σχήματος 8.10: Θεωρείται αναλογικός κατευθυντής P με ΣΜ: G cont (s) = K cont < 0 (8.41) Η δυναμική του επενεργητή του πηδαλίου ανόδου-καθόδου, περιγράφεται από τη ΣΜ: G act (s) = 4 s + 4 = K N act act (8.42) D act

26 Το γυροσκόπιο παρίσταται ως είναι ένα απλό κέρδος: G gyro (s) = K θ > 0 (8.43) Ορίζοντας: G plant = θ(s) δ e (s) = 1 s 1.271(s ) (s s ) = K Ν plant plant D plant (8.44) όπου K plant = < 0 Τότε παραπέμποντας στο παράρτημα Β.2.3, η ΣΜ του κλειστού βρόχου, γράφεται στη μορφή: θ(s) θ comm (s) = G cont (s)g act (s)g plant (s) (8.45) 1 + G gyro (s)g cont (s)g act (s)g plant (s) Και η χαρακτηριστική εξίσωση: Δ(s) = 1 + G gyro (s)g cont (s)g act (s)g plant (s) = 0 (8.46) Σχήμα Π8.4.1 Τόπος ριζών του συστήματος επαύξησης της απόσβεσης της πρόνευσης με ανάδραση του θ. Μικρό περιθώριο ευστάθειας για τη μετατόπιση των πόλων στις επιθυμητές περιοχές με τη μεταβολή του κέρδους του κατευθυντή. Αντικαθιστώντας στη χαρακτηριστική εξίσωση, προκύπτει: N act Ν plant Δ(s) = 1 + Κ cont K θ K act K plant = 0 (8.47) D act D plant Δηλαδή λαμβάνοντας το κέρδος του κατευθυντή Kcont<0, ναι μεν είναι ευσταθές το σύστημα αλλά παρατηρείται μικρό περιθώριο ευστάθειας, καθώς όσο μεγαλώνει το κέρδος, ο πόλος της αρχής των αξόνων, με το κλείσιμο του βρόχου μετακινείται στο αριστερό ημιεπίπεδο, αλλά ταυτόχρονα οι δύο κυρίαρχοι πόλοι πλησιάζουν τον φανταστικό άξονα. Οπότε είναι προφανές ότι ένα σύστημα επαύξησης της ευστάθειας με ανάδραση της πρόνευσης δεν αρκεί για ικανοποιητικό έλεγχο όπως φαίνεται και στην πολύ ταλαντωτική απόκριση της γωνίας θ σε είσοδο μοναδιαίας βαθμίδας του πηδαλίου ανόδου-καθόδου, στο σχήμα Π8.4.2.

27 Σχήμα Π8.4.2 Απόκριση πρόνευσης σε είσοδο μοναδιαίας βαθμίδας του πηδαλίου ανόδου-καθόδου στο σύστημα επαύξησης της απόσβεσης της πρόνευσης με ανάδραση του θ. Προσθέτοντας ένα εσωτερικό βρόχο ανάδρασης του ρυθμού πρόνευσης, το σύστημα παίρνει τη μορφή του δομικού διαγράμματος στο σχήμα 8.11: Το δομικό διάγραμμα μπορεί να απλοποιηθεί όπως φαίνεται στο σχήμα Π8.4.3: Σχήμα Π8.4.3 Ισοδύναμο δομικό διάγραμμα του συστήματος επαύξησης της διαμήκους ευστάθειας με ανάδραση των q και θ. Αν τεθεί η ΣΜ του εσωτερικού βρόχου, δηλαδή του Pitch Damper, ως: G cont,1 (s)g act (s)g plant (s) G pd = 1 + G cont,1 (s)g act (s)g plant (s)g rg (s) = N pd(s) (8.48) D pd (s) θ(s) θ comm (s) = N pd (8.49) s D pd (s) + N pd (s)g gyro (s)g cont,2 (s) Για να «παγιδευτεί» ο πόλος που εισάγει ο ολοκληρωτής στην αρχή των αξόνων, ώστε να μην περάσει στο δεξί ημιεπίπεδο με το κλείσιμο του βρόχου, ο Κατευθυντής 2 πρέπει να είναι αναλογικός-διαφορικός ( PD ): G cont,2 = K cont,2 (1 + T D s) (8.50) Δηλαδή εισάγεται ένας μηδενιστής στον πραγματικό άξονα: σ = 1/Τ D (8.51) Όταν κλείσει ο βρόχος με την ανάδραση της πρόνευσης θ, οι πόλοι μετακινούνται στον τόπο των ριζών, όπως φαίνεται στο σχήμα Π8.4.4:

28 Σχήμα Π8.4.4 Τόπος ριζών του συστήματος επαύξησης της διαμήκους ευστάθειας με ανάδραση των q και θ. Μετατόπιση των πόλων στις επιθυμητές περιοχές με την επιλογή του κέρδους των κατευθυντών. Εφόσον θεωρούνται δεδομένες και σταθερές οι ευαισθησίες των γυροσκοπίων (κέρδη Κθ, Κq), πρέπει να υπολογιστούν τα κατάλληλα κέρδη των κατευθυντών 1 και 2 όπως και η χρονική σταθερά του δεύτερου, ώστε οι κυρίαρχοι πόλοι του κλειστού βρόχου να μετατοπισθούν στις επιθυμητές περιοχές. Αντικαθιστώντας στη χαρακτηριστική εξίσωση: Δ(s) = s D pd (s) + N pd (s)g gyro (s)g cont,2 (s) = 0 Δ(s) = s [1 + K cont,1 K q K plant K act N act D act N plant D plant ] +K cont,1 K act K plant N act D act N plant D plant K θ Κ cont,2 (1 + T D s) = 0 (8.52) Δ(s) = s[d act D plant + K cont,1 K q K act K plant N act N plant ] +K cont,1 K θ K cont,2 (1 + T D s)k act K plant N act N plant = 0 Τίθενται: K 1 = K cont,1 K q K 2 = K cont,1 K θ K cont,2 (8.53) Τότε η χαρακτηριστική εξίσωση: Δ(s) = s[d act D plant + Κ 1 K act K plant N act N plant ] (8.54) +Κ 2 K act K plant (1 + T D s)n act N plant = 0 Εφόσον οι επιθυμητές θέσεις των πόλων κλειστού βρόχου είναι: p 2,3 1.8 ± 2.4i Η επιθυμητή χαρακτηριστική, θα έχει τη μορφή: Δ(s) = (s s + 9)(s + a)(s + b) (8.55) Εξισώνοντας του συντελεστές των πολυωνύμων που προκύπτουν από τις (8.54), (8.55), προκύπτει ένα σύστημα. Προσθέτοντας στο σύστημα μια σχέση της

29 μορφής Κ1=νK2, μπορεί να επιλυθεί δίνοντας τα κατάλληλα κέρδη και τη χρονική σταθερά. Έστω: K θ = 1 K q = 1 K cont,1 = 1 K cont,2 = 1 T D = 1 Τότε η απόκριση της γωνίας θ σε είσοδο θcomm μοναδιαίας βαθμίδας, είναι αυτή του σχήματος Π Σχήμα Π8.4.5 Απόκριση πρόνευσης σε είσοδο μοναδιαίας βαθμίδας στο σύστημα επαύξησης της διαμήκους ευστάθειας με ανάδραση των q και θ Διατήρηση ύψους πτήσης Η διατήρηση του ύψους της πτήσης, αποτελεί μια πολύ σημαντική λειτουργία σε πολλά συστήματα αυτομάτων πιλότων. Ο έλεγχος του ύψους είναι όμοιος με τον έλεγχο του ρυθμό ανόδου-καθόδου. Με την εντολή για μηδενικό βαθμό ανόδου, το ύψος μπορεί να διατηρηθεί σταθερό. Στα περισσότερα αεροσκάφη το ύψος ελέγχεται από το πηδάλιο ανόδουκαθόδου. Η συνάρτηση μεταφοράς για το ύψος σε σχέση με τη μεταβολή του πηδαλίου ανόδου-καθόδου μπορεί να γραφεί με τη μορφή που δίνεται με την εξίσωση (8.9), ενώ το δομικό διάγραμμα για το σύστημα αυτό φαίνεται στο σχήμα 8.16: h(s) δ e (s) = U e s γ(s) δ e (s) = U e s N θ δe α N δe Δ(s) (8.56) Σχήμα 8.12 Δομικό διάγραμμα ΣΑΕ διατήρησης του ύψους πτήσης. Η χρονική καθυστέρηση που εμφανίζεται στη διαδρομή της ανάδρασης οφείλεται στο ότι τα βαρομετρικά όργανα μέτρησης ύψους που χρησιμοποιούνται στα αεροσκάφη έχουν υστέρηση κατά την ένδειξη του ύψους. Ένα άλλο τυπικό πρόβλημα που εμφανίζεται κατά τον έλεγχο του ύψους σε αεροσκάφη με χαμηλή απόσβεση στο φυγοειδές, είναι ότι το φυγοειδές οδηγείται στην αστάθεια σε πολύ χαμηλό κέρδος

30 ανάδρασης. Το πρόβλημα αυτό δεν απαλείφεται ακόμη και όταν η καθυστέρηση του υψομέτρου γίνει αμελητέα. Για την αντιμετώπισή του εφαρμόζονται αρκετές εναλλακτικές μέθοδοι, με κύριο στόχο τη σταθεροποίηση του φυγοειδούς, όπως: Η πρόσθετη ανατροφοδότηση ταχύτητας, όπως φαίνεται στο σχ Σχήμα 8.13 Δομικό διάγραμμα ΣΑΕ διατήρησης του ύψους πτήσης με πρόσθετη ανάδραση της αξονικής ταχύτητας u. Η πρόσθετη ανατροφοδότηση της γωνίας και του ρυθμού πρόνευσης, όπως φαίνεται στο σχ Σχήμα 8.14 Δομικό διάγραμμα ΣΑΕ διατήρησης του ύψους πτήσης με τριπλή ανάδραση. Η ανατροφοδότηση της κάθετης επιτάχυνσης, όπως προτάθηκε στην ενότητα του κεφαλαίου 8. Παράδειγμα 8.5. Σε αυτό το παράδειγμα αναλύεται η κατασκευή μιας μορφής αυτομάτου πιλότου διατήρησης του ύψους h του αεροσκάφους. Χρησιμοποιούνται και εδώ τα δεδομένα για το B Αυτός ο έλεγχος είναι βασική συνιστώσα του συστήματος αυτόματης προσέγγισης του αεροσκάφους στον αεροδιάδρομο, οπότε χρησιμοποιούνται οι κατάλληλες τιμές των παραγώγων ευστάθειας και ελέγχου (παράρτημα Η.1, 1η περίπτωση). Αρχικά θεωρείται η γενική μορφή του συστήματος που αποτυπώνεται στο δομικό διάγραμμα του σχήματος Π8.5.1.

31 Σχήμα Π8.5.1 Δομικό διάγραμμα ΣΑΕ διατήρησης του ύψους πτήσης. Χρησιμοποιείται το μοντέλο της προσέγγισης της μικρής περιόδου σε μορφή ΓΧΑΣ, επαυξημένο με την πρόνευση θ. Εφόσον υποτίθεται και πάλι οριζόντια και ομαλή πτήση και ως άξονες αναφοράς οι αεροδυναμικοί, ισχύει: h = U e θ w (8.57) Τότε ως έξοδος του χώρου κατάστασης ορίζεται ο ρυθμός μεταβολής του ύψους. x = Ax + Bu (8.58) y = Cx w z w z q z θ w z δe { q } = [ m w m q m θ ] { q } + { m δe } δ e (8.59) θ θ w 0 h = [ 1 0 Ue] { q } (8.60) θ Η μορφή του χώρου κατάστασης, αντιπροσωπεύει ένα σύστημα μιας εισόδου και μιας εξόδου. Η χαρακτηριστική εξίσωση του συστήματος προκύπτει: Δ(s) = s(s s ) (8.61) Η ΣΜ μεταφοράς του ύψους h προκύπτει ολοκληρώνοντας την έξοδο του συστήματος: G plant (s) = h(s) δ e (s) = 1 h (s) 6.638(s )(s ) = s δ e (s) s 2 (s s ) (8.62) Για: G act (s) = 4 (8.63) s + 4 Η ΣΜ ανοιχτού βρόχου προκύπτει ως: h(s) δ c e (s) = G contg act G plant (8.64) Ο τόπος ριζών του συστήματος και το πώς μετακινούνται οι πόλοι με την εφαρμογή της ανάδρασης του ύψους h, για αρνητικό κέρδος του κατευθυντή (Kc=-1), φαίνεται στο σχήμα Π8.5.2.

32 Σχήμα Π8.5.2 Τόπος ριζών της ΣΜ κλειστού βρόχου, του αυτόματου πιλότου διατήρησης του ύψους με ανάδραση του ύψους h, για αρνητικό κέρδος του κατευθυντή. Για να επιτευχθούν τα επιθυμητά χαρακτηριστικά της μικρής περιόδου, οι επιθυμητοί πόλοι της χαρακτηριστικής της και κυρίαρχοι πόλοι του συστήματος: p 2,3 = 1.8 ± 2.4i Είναι εμφανές ότι οι κυρίαρχοι πόλοι δεν μπορούν να μετατοπιστούν στις επιθυμητές θέσεις χρησιμοποιώντας μόνο το κέρδος του κατευθυντή και της ανάδραση του ύψους h, καθώς οι δύο πόλοι στην αρχή των αξόνων θα κινηθούν στο δεξιό ημιεπίπεδο και το σύστημα γίνεται ασταθές. Για τον λόγο αυτό, απαιτείται η εισαγωγή εσωτερικού βρόχου ανάδρασης. Επίσης, πρέπει ο πόλος της χαρακτηριστικής του μοντέλου που βρίσκεται στην αρχή των αξόνων, να μετατοπιστεί στο αριστερό ημιεπίπεδο αλλά κοντά στην αρχή των αξόνων, ώστε να «τραβήξει» μαζί του τον τόπο των ριζών που βρίσκεται στο δεξιό ημιεπίπεδο. Οπότε τίθεται: p 1 = 0.25 Σχήμα Π8.5.3 Δομικό διάγραμμα ΣΑΕ διατήρησης του ύψους πτήσης με πλήρη ανατροφοδότηση των μεταβλητών κατάστασης και ανάδραση του ύψους h.

33 Τότε η επιθυμητή χαρακτηριστική του μοντέλου γίνεται: (s )(s s + 9) = 0 s s 2 (8.65) s = 0 Για την τοποθέτηση των πόλων στις επιθυμητές θέσεις [11], εφόσον γίνεται ανάδραση των μεταβλητών κατάστασης, πρέπει να υπολογιστεί το κατάλληλο διάνυσμα κέρδους όπως παρουσιάζεται στο παράρτημα Β.4.4. u = r K x (8.66) δ e = h ref {K w K q K θ }x = h ref K T x (8.67) όπου το κέρδος: x 1 x 2 x = { } K = {k 1 k 2 k n } R 1xn (8.68) x n Βέβαια, όπως σημειώνεται στο παράρτημα Β.4.5. απαραίτητη προϋπόθεση για την εφαρμογή της μεθόδου τοποθέτησης πόλων, είναι η ελεγξιμότητα του συστήματος. Ο πίνακας ελεγξιμότητας Q, ορίζεται ως: Q = [ B A B A 2 B ] (8.69) Ενώ για να είναι το σύστημα πλήρως ελέγξιμο, πρέπει να ισχύει: rank(q) = n (8.70) Με τη χρήση των εντολών της Matlab, rank και ctrb, υπολογίζονται: Q = [ ], rank(q) = Άρα το σύστημα είναι πλήρως ελέγξιμο και μπορεί να γίνει τοποθέτηση πόλων. Πλέον οι εξισώσεις κατάστασης για τον κλειστό βρόγχο γίνονται: x = Ax + B(r K x) x = (A BK)x + Br x = A ctrl x + Br y = Cx (8.71) Τότε η χαρακτηριστική εξίσωσης του συστήματος: Det(sI A ctrl ) = 0 (8.72) Ενώ η ΣΜ κλειστού βρόχου ως γνωστό: h = G contg act G plant h ref 1 + G cont G act G plant H Εκτελώντας τη διαδικασία, προκύπτει το διάνυσμα του κέρδους: K T = {K w K q K θ } = { } (8.73)

34 Σχήμα Π8.5.4 Τόπος ριζών ΣΑΕ διατήρησης του ύψους πτήσης με πλήρη ανατροφοδότηση των μεταβλητών κατάστασης και ανάδραση του ύψους h. Μετατόπιση των πόλων στις επιθυμητές θέσεις με την επιλογή του διανύσματος κέρδους ανάδρασης. Μικρό περιθώριο κέρδους του εξωτερικού βρόχου ανάδρασης. Όντως οι μιγαδικοί πόλοι τοποθετήθηκαν στις επιθυμητές θέσεις. Ταυτόχρονα όμως παρατηρείται μικρό περιθώριο ευστάθειας, αφού με αύξηση του κέρδους οι πόλοι που βρίσκονται κοντά στην αρχή των αξόνων, όταν κλείσει ο βρόχος με την ανάδραση του ύψους μετακινούνται προς το δεξιό ημιεπίπεδο. Αυτό σημαίνει ότι το κέρδος ανάδρασης Κh πρέπει να είναι μικρότερο από το κρίσιμο κέρδος (περίπου Κh<10-1 ) Διατήρηση ταχύτητας ή αριθμού Mach Η συγκεκριμένη λειτουργία του αυτομάτου πιλότου είναι σχεδόν απαραίτητη σε όλα τα αεροσκάφη υψηλών επιδόσεων. Με τη λειτουργία αυτή ο πιλότος «παύει πια να κυνηγάει» την ταχύτητα του αεροσκάφους, ιδιαίτερα κατά την πτήση μεγάλης διάρκειας. Επίσης, αυτή η λειτουργία επιτρέπει στον πιλότο να πραγματοποιεί ευκολότερα αυτόματες προσεγγίσεις για προσγείωση. Υπάρχουν δύο μέθοδοι για τον έλεγχο της ταχύτητας, οι οποίες εξαρτώνται από τις συνθήκες πτήσης. Σε προφίλ πτήσης «μακριά και ψηλά» το σύστημα που κυρίως χρησιμοποιείται είναι ο έλεγχος των μοχλών ελέγχου των κινητήρων (μανέτες ισχύος) η διαφορετικά auto throttle system. Κατά την τελική προσέγγιση για προσγείωση η ταχύτητα μπορεί, εκτός από αυτό το σύστημα να ελεγχθεί και με τα αερόφρενα (speed brakes) του ίδιου του αεροσκάφους. Το σχήμα 8.15 απεικονίζει ένα σύστημα διατήρησης της ταχύτητας χρησιμοποιώντας τις μανέτες ισχύος. Στο σύστημα auto throttle της εικόνας αυτής ο κατευθυντής (actuator) κινεί τις μανέτες. Αυτές στη συνέχεια ρυθμίζουν την τροφοδοσία καυσίμου στους κινητήρες. Οι κινητήρες αποκρίνονται με την αύξηση της ώσης. Το κέρδος μεταξύ των κινητήρων και των μανετών KT μπορεί να εκφραστεί σε lbs/in ή lbs/rad (lbs/deg) κίνησης της μανέτας. Εδώ χρησιμοποιείται το δεύτερο. Η απόκριση της ώσης του κινητήρα ως προς τις μετακινήσεις της μανέτας, μπορεί να

35 μοντελοποιηθεί με μια υστέρηση πρώτης τάξης με συχνότητα θλάσης c rad/sec. Το αεροσκάφος αποκρίνεται σε αυτό με μια μεταβολή στην ταχύτητα σύμφωνα με τη συνάρτηση μεταφοράς της ταχύτητας ως προς την ώση. Σχήμα 8.15 Δομικό διάγραμμα ΣΑΕ διατήρησης της αξονικής ταχύτητας. Στον βρόγχο ανάδρασης του σχήματος 8.15 εμφανίζεται μια επιπλέον υστέρηση πρώτης τάξης που οφείλεται στο σύστημα μέτρησης της ταχύτητας. Επειδή η λειτουργία αυτών των συστημάτων βασίζεται σε μεταβολές πίεσης στις στατικές οπές και στις γραμμές μεταφοράς πίεσης του συστήματος υφίσταται πάντοτε Σχήμα 8.15 κάποιου είδους υστέρηση. Το κέρδος Ku στον εμπρόσθιο βρόγχο είναι η κίνηση της μανέτας σε rad ανά ft/sec μεταβολής της ταχύτητας. Αυτό το κέρδος πρέπει να προσδιοριστεί σε σχέση με την ευστάθεια του συστήματος κλειστού βρόχου. Θα πρέπει να παρατηρηθεί ότι στα συστήματα auto throttle, όπως εκείνο που παρουσιάζεται στο σχήμα 8.15, εμφανίζεται μια υστέρηση φάσης των 270º λόγω των τριών πόλων πρώτης τάξης. Η σχετική ευστάθεια αυτών των συστημάτων πρέπει να εξετάζεται πάντοτε με μεγάλη προσοχή. Εναλλακτικά ή/και παράλληλα, η μέτρηση της διαταραχής της ταχύτητας u μπορεί να γίνει και μέσω κατάλληλου διαμήκους επιταχυνσιομέτρου (σχήμα 8.16). Σχήμα 8.16 Δομικό διάγραμμα ΣΑΕ διατήρησης της αξονικής ταχύτητας παράλληλη μέτρηση με επιταχυνσιόμετρο. Με αντίστοιχη βασική δομή, αλλά και με την πρόσθετη χρήση ενός εσωτερικού βρόχου ανάδρασης του ρυθμού πρόνευσης, μπορεί να υλοποιηθεί η λειτουργία διατήρησης σταθερού αριθμού Mach Εγκάρσιες βασικές λειτουργίες του αυτόματου πιλότου Καθώς τα περισσότερα αεροσκάφη, είτε είναι επιρρεπή σε σπειροειδή αστάθεια, είτε έχουν μεγάλες χρονικές σταθερές στους εγκάρσιους τρόπους ταλάντωσης, δεν εμφανίζουν ουσιαστικά την τάση επιστροφής στην αρχική γωνία διεύθυνσης και περιστροφής μετά από διαταραχές, που προέρχονται από ανεμορριπές η μετατοπίσεις των πηδαλίων ελέγχου για ελιγμούς. Έτσι, ο πιλότος είναι αναγκασμένος να ασκεί

36 συνεχώς διορθώσεις, προκειμένου να διατηρήσει μια συγκεκριμένη πορεία. Για τον λόγο αυτό, σχεδιάστηκαν κατάλληλοι αυτόματοι πιλότοι, μια παλαιά μορφή των οποίων φαίνεται στο σχ Σχήμα 8.17 Ποιοτικό δομικό διάγραμμα αυτομάτου πιλότου εγκάρσιας πλοήγησης με ταυτόχρονο έλεγχο των πηδαλίων κλίσης και εκτροπής. Ωστόσο, αυτός ο αυτόματος πιλότος έχει περιορισμένες δυνατότητες σε ελιγμούς, ενώ παράλληλα δεν αντιμετωπίζει τη χαμηλή απόσβεση της Ολλανδικής περιστροφής. Οι σύγχρονοι αυτόματοι πιλότοι για την εγκάρσια πλοήγηση είναι αρκετά πιο σύνθετοι και απαιτούν ταυτόχρονο έλεγχο τόσο των πηδαλίων περιστροφής, όσο και διεύθυνσης, ενώ περιλαμβάνουν πολλές μορφές βρόχων εσωτερικής ανάδρασης των αντίστοιχων ρυθμών μεταβολής των γωνιών για αύξηση της δυναμικής ευστάθειας και της απόσβεσης. Στη συνέχεια της ενότητας 4.2 του παρόντος κεφαλαίου, παρατίθεται μια σύντομη επισκόπηση μερικών μορφών βασικών αυτόματων πιλότων εγκάρσιας κατεύθυνσης Διατήρηση γωνίας περιστροφής Η πλήρης μορφή της συνάρτησης μεταφοράς της γωνίας περιστροφής φ ως προς τη μετατόπιση δa των πηδαλίων κλίσης δίδεται από τη σχέση (5.6). Μετά από μια σειρά εύλογων παραδοχών, η συνάρτηση μεταφοράς του ρυθμού περιστροφής p ως προς ως προς τη μετατόπιση δa των πηδαλίων κλίσης εκφράζεται από τη σχέση (5.23). Όπως και στην περίπτωση του αυτόματου πιλότου διατήρησης της γωνίας πρόνευσης θ στο υποκεφάλαιο 4.1.1, η άμεση ανάδραση της γωνίας φ, ακόμα και με χαμηλό κέρδος, οδηγεί το σύστημα σε αστάθεια. Εισάγοντας τον εσωτερικό βρόχο ανάδρασης του ρυθμού περιστροφής όπως φαίνεται και στο σχ. 8.18, μπορεί να χρησιμοποιηθεί υψηλότερη ευαισθησία στον εξωτερικό βρόχο, χωρίς να προκαλείται αστάθεια. Χρησιμοποιώντας το σύστημα απόσβεσης του ρυθμού περιστροφής ως εσωτερικό βρόχο, η συχνότητα του συστήματος μπορεί να ελεγχθεί μέσω των ανάλογων κερδών. Σχήμα 8.18 Δομικό διάγραμμα ΣΑΕ διατήρησης της γωνίας περιστροφής με εσωτερική ανάδραση του ρυθμού περιστροφής. Θα πρέπει να σημειωθεί, ότι αυτή η μορφή αυτόματου πιλότου ενδεχομένως δημιουργεί προβλήματα, όπως π.χ. διεγειρόμενες ταλαντώσεις από απότομες εντολές του πιλότου, σε περιπτώσεις όπου το κέρδος του συστήματος είναι μεγάλο και οι

37 συνθήκες του φακέλου πτήσης είναι ακραίες, όπως π.χ. κατά τη φάση ελιγμών στην προσγείωση Συντονισμένος ελιγμός στροφής: Ένας συντονισμένος ελιγμός στροφής είναι αυτός κατά τον οποίο η εγκάρσια επιτάχυνση aycg, η ταχύτητα πλαγιολίσθησης v και η γωνία πλαγιολίσθησης β είναι μηδέν. Κατά τη διάρκεια μιας τέτοιας στροφής, το διάνυσμα της άνωσης L είναι κάθετο στον άξονα Οy του αεροσκάφους, όπως φαίνεται και στο σχ Από την ισορροπία δυνάμεων στο σχ. 1.16, προκύπτουν οι σχέσεις: L cos φ = mg (8.74) L sin φ = mψ R = mv T Ψ (8.75) όπου VT είναι η εφαπτομενική συνιστώσα της ταχύτητας: V Τ = Ψ R (8.76) Διαιρώντας κατά μέλη τις (Α1),(Α2) προκύπτει: tan φ = V TΨ g Ψ = g V T tan φ (8.77) Οι προβολές του ρυθμού περιστροφής (dψ/dt) στους σωματόδετους άξονες του αεροσκάφους είναι: r = Ψ cos φ (8.78) q = Ψ cos φ (8.79) Αντικαθιστώντας τη σχέση (8.77) στις σχέσεις (8.78) και (8.79) προκύπτουν οι σχέσεις: r = g V T sin φ (8.80) q = g V T tan φ sin φ (8.81) q = r tan φ (8.82) Οι παραπάνω σχέσεις οδηγούν σε 3 βασικές μορφές ελέγχου της συντονισμένης στροφής: Ανάδραση γωνίας πλαγιολίσθησης: η δομή ενός τέτοιου συστήματος φαίνεται στο σχ Αν και από άποψη δομής είναι η πλέον λογική και ευθεία μορφή ελέγχου, η πρακτική της εφαρμογή συναντά προβλήματα που έχουν σχέση με την αποτελεσματικότητα και την αξιοπιστία του αισθητήρα ροής, ο οποίος μετρά την πλαγιολίσθηση. Σχήμα 8.19 Δομικό διάγραμμα ΣΑΕ για την εκτέλεση συντονισμένου ελιγμού στροφής με ανάδραση της πλαγιολίσθησης β και του ρυθμού εκτροπής r στο πηδάλιο εκτροπής. Ανάδραση εγκάρσιας επιτάχυνσης: η δομή ενός συστήματος αυτής της λογικής φαίνεται στο σχ. 8.20, η βασική δομή του οποίου είναι

38 παρόμοια με αυτή του σχ. 8.19, δεδομένου ότι με ικανοποιητική προσέγγιση, η εγκάρσια επιτάχυνση aycg είναι ανάλογη της γωνίας πλαγιολίσθησης β. Θα πρέπει να σημειωθεί, ότι και πάλι η πρακτική της εφαρμογή συναντά περιορισμούς και προβλήματα που έχουν σχέση με το αισθητήριο επιτάχυνσης, όπως απομόνωση των επιταχύνσεων που οφείλονται σε κραδασμούς λόγω ευκαμψίας της κατασκευής ή λόγω επιταχύνσεων Coriolis, διόρθωση της μέτρησης σε περίπτωση που το αισθητήριο δεν είναι τοποθετημένο στο κέντρο βάρους, κτλ. Σχήμα 8.20 Δομικό διάγραμμα ΣΑΕ για την εκτέλεση συντονισμένου ελιγμού στροφής με ανάδραση της εγκάρσιας επιτάχυνσης a lat και του ρυθμού εκτροπής r στο πηδάλιο εκτροπής. Υπολογιζόμενος ρυθμός περιστροφής: η δομή ενός συστήματος αυτής της λογικής φαίνεται στο σχ και στηρίζεται στη σχέση (8.80) μεταξύ του ρυθμού εκτροπής r και της γωνίας περιστροφής φ. Η ακρίβεια αυτού τη συστήματος εξαρτάται από τη δυνατότητα του συστήματος ελέγχου για την ακριβή υλοποίηση της συνάρτησης του ημιτόνου στη σχέση (8.80). Σχήμα 8.21 Δομικό διάγραμμα ΣΑΕ για την εκτέλεση συντονισμένου ελιγμού στροφής με ανάδραση της πλαγιολίσθησης β και του ρυθμού εκτροπής r με κύκλωμα Washout και ημιτονοειδή αναλυτή, στο πηδάλιο εκτροπής. Από τις τρεις παραπάνω μορφές ελέγχου, η ανάδραση της εγκάρσιας επιτάχυνσης είναι ίσως η συνηθέστερη, επειδή είναι η πλέον άμεση και ο αισθητήρας επιτάχυνσης δεν παρουσιάζει τόσα προβλήματα, όσο ο αισθητήρας της γωνίας

39 πλαγιολίσθησης. Ωστόσο, η πρόοδος των υπολογιστικών συστημάτων έχει αυξήσει τις προοπτικές της ανάδρασης με υπολογιζόμενο ρυθμό περιστροφής Διατήρηση γωνίας διεύθυνσης (πορείας) Για τη διατήρηση της διεύθυνσης, και κατά συνέπεια της πορείας του αεροσκάφους, απαιτείται συντονισμός των πηδαλίων εκτροπής και κλίσης. Μια μορφή ενός αυτόματου πιλότου για αυτή τη λειτουργία φαίνεται στο σχ Περιλαμβάνει εσωτερικούς βρόχους για την απόσβεση της ολλανδικής περιστροφής, του ρυθμού περιστροφής αλλά και για συντονισμένο ελιγμό περιστροφής με ανάδραση της γωνίας πλαγιολίσθησης β. Οι αλλαγές στη γωνία διεύθυνσης, μετρούνται μέσω ενός ολοκληρωτικού γυροσκοπίου του ρυθμού εκτροπής r. Σχήμα 8.22 Δομικό διάγραμμα ΣΑΕ διατήρησης της γωνίας πορείας με ανάδραση της πλαγιολίσθησης, του ρυθμού εκτροπής και του ρυθμού περιστροφής στον εξωτερικό βρόχο. Το δομικό διάγραμμα μιας άλλης παραλλαγής φαίνεται στο Σχ H βασική του διαφορά από το σύστημα του σχήματος 8.22 είναι η χρήση ενός σήματος αναφοράς της ίδιας της γωνίας διεύθυνσης και ενός γυροσκοπίου διεύθυνσης για τη μέτρησή της. με γωνία διεύθυνσης αντί για ρυθμό. Περιλαμβάνει και πάλι εσωτερικούς βρόχους για την απόσβεση της ολλανδικής περιστροφής, του ρυθμού περιστροφής αλλά και για συντονισμένο ελιγμό περιστροφής. Σχήμα 8.23 Δομικό διάγραμμα ΣΑΕ διατήρησης της γωνίας πορείας με ανάδραση του ρυθμού εκτροπής, του ρυθμού περιστροφής και της ίδιας της γωνίας πορείας στον εξωτερικό βρόχο Συγχρονισμός με αυτόματους πιλότους διαμήκους δυναμικής Κάθε φορά που ένα αεροσκάφος στρέφει διατηρώντας σταθερό ύψος και ταχύτητα, απαιτεί περισσότερη άνωση, όπως φαίνεται από τη σχέση (8.74). Για ένα ευσταθές

40 αεροσκάφος αυτό απαιτεί περισσότερη αρνητική απόκλιση του πηδαλίου ανόδουκαθόδου (τράβηγμα του χειριστηρίου), προκειμένου το αεροσκάφος να αποκτήσει ένα ρυθμό πρόνευσης που δίδεται από τη σχέση (8.82). Επίσης, επειδή παράγεται περισσότερη οπισθέλκουσα από τη μετακίνηση των πηδαλίων περιστροφής και εκτροπής, ο πιλότος πρέπει να αυξήσει την ώση των κινητήρων. Οι σύγχρονοι αυτόματοι πιλότοι εκτελούν αυτόματα όλες αυτές τις λειτουργίες. Επιπλέον, όπως φαίνεται και από τη σχέση (8.74), σε όλους τους ελιγμούς που περιλαμβάνουν περιστροφή, η δύναμη άνωσης μπορεί να αυξηθεί τόσο ώστε να υπερβεί την αντοχή του αεροσκάφους σε καταπόνηση. Για τον λόγο αυτό, σε όλα τα συστήματα ελέγχου περιστροφής, υπάρχουν κατάλληλα προγραμματισμένα όρια για τη μέγιστη επιτρεπτή γωνία περιστροφής. 5. Αυτόματοι πιλότοι ενόργανης προσγείωσης Οι αυτόματοι πιλότοι ενόργανης προσγείωσης [7], περιλαμβάνουν διάφορες σύνθετες λειτουργίες, με χαρακτηριστικότερες από αυτές τη συνάντηση και διατήρηση του ίχνους του εντοπιστή της διαμήκους ευθείας συμμετρίας του αεροδιαδρόμου (ίχνος localizer), τη συνάντηση και διατήρηση του ίχνους καθόδου (glide slope), και την οριζοντίωση (flare) πριν την προσγείωση. Βασική προϋπόθεση για τη λειτουργία τους είναι η ύπαρξη στο αεροδρόμιο μιας σειράς κατάλληλων οργάνων, με τα οποία συνεργάζονται τα όργανα πτήσης και οι τα συστήματα αυτομάτων πιλότων που βρίσκονται επί τoυ αεροσκάφους Λειτουργία και βασικές συνιστώσες συστήματος ενόργανης προσγείωσης (Instrumental Landing System ILS) Το σύστημα ενόργανης προσγείωσης (ILS-Instrumental Landing System) είναι το ευρύτερα χρησιμοποιούμενο για την καθοδήγηση αεροσκαφών κατά την προσγείωση. Η βασική του λειτουργία είναι η παροχή πληροφοριών στον πιλότο, οι οποίες του επιτρέπουν να καθοδηγήσει το αεροσκάφος προς τα κάτω διαμέσου των νεφών μέχρι το σημείο που ο πιλότος επανακτά οπτική επαφή με τον αεροδιάδρομο. Σε μια πλήρως αυτοματοποιημένη προσγείωση, ο αυτόματο πιλότος καθοδηγεί το αεροσκάφος καθ όλο το διάστημα μέχρι την προσγείωση και την πλήρη στάση. Προτού αναλυθεί το σύστημα αυτόματης προσγείωσης, γίνεται μια σύνοψη των βασικών ιδεών πίσω από τον εξοπλισμό του ILS. Η καθοδήγηση του αεροσκάφους προς τον διάδρομο προσγείωσης, αφορά τον εγκάρσιο και κάθετο άξονα κίνησης του. Η δέσμη ή ακτίνα του εντοπιστή χρησιμοποιείται για την τοποθέτηση του αεροσκάφους σε κατάλληλη τροχιά που συμπίπτει με την κεντρική γραμμή του διαδρόμου προσγείωσης. Ο πομπός, εκπέμπει σε ένα εύρος συχνοτήτων MHz. Ο σκοπός αυτής της δέσμης είναι ο εντοπισμός του αεροσκάφους σε σχέση με την κεντρική γραμμή του αεροδιαδρόμου. Αυτό επιτυγχάνεται δημιουργώντας αζιμουθιακά σήματα οδήγησης, τα οποία λαμβάνονται από τον δέκτη που βρίσκεται στο αεροσκάφος. Το αζιμουθιακό σήμα προκύπτει από την υπέρθεση ενός σήματος 90 Hz που εκπέμπεται προς τα αριστερά και ενός σήματος 150 Hz που εκπέμπεται προς τα δεξιά όπως παρουσιάζεται στο σχήμα Όταν το αεροσκάφος πετά κατευθείαν στη νοητή επέκταση της κεντρικής γραμμής του αεροδιαδρόμου, εντοπίζονται με την ίδια ένταση και τα δύο υπερτιθέμενα σήματα. Όμως σε περίπτωση που το αεροσκάφος αποκλίνει δεξιά ή αριστερά, το αντίστοιχο σήμα το αντίστοιχο σήμα είναι ισχυρότερο. Ο δέκτης στο πιλοτήριο, αναγνωρίζει τη διαφορά και κατευθύνει τον πιλότο μέσω μιας κατακόρυφης ράβδου στον δείκτη του ILS, να οδηγήσει το αεροσκάφος στη σωστή κατεύθυνση ως προς την κεντρική γραμμή.

41 Η δέσμη του ίχνους καθόδου βρίσκεται κοντά στα πρόθυρα του αεροδιαδρόμου, και εκπέμπει σε εύρος συχνοτήτων MHz. Ο σκοπός της είναι να καθοδηγήσει το αεροσκάφος κατά ένα προαποφασισμένο ίχνος καθόδου, το οποίο τυπικά σχηματίζει μια γωνία σε σχέση με τον ορίζοντα. Στο σχήμα 8.25 παρουσιάζεται η γεωμετρία της δέσμης του ίχνους καθόδου, υπερβάλλοντας την κλίση της καμπύλης για σχηματικούς λόγους. Όπως και στην περίπτωση του εντοπιστή, γίνεται υπέρθεση δύο σημάτων για τη δημιουργία ενός σήματος σφάλματος εφόσον το αεροπλάνο πετά ψηλότερα ή χαμηλότερα από το ίχνος καθόδου. Αυτό συνήθως παρουσιάζεται από μια οριζόντια ράβδο στον δείκτη του ILS μέσα στο πιλοτήριο, η οποία κινείται πάνω-κάτω σε σχέση με τον δείκτη του ίχνους καθόδου. Οι φάροι των δεικτών χρησιμοποιούνται για τον εντοπισμό της θέσης του αεροσκάφους σε σχέση με τον διάδρομο προσγείωσης. Χρησιμοποιούνται δύο δείκτες, ο εξωτερικός και ο εσωτερικός. Ο εξωτερικός δείκτης βρίσκεται 4 ναυτικά μίλια από τον διάδρομο προσγείωσης. Ο εσωτερικός δείκτης βρίσκεται 3500 ft από τα πρόθυρα του διαδρόμου προσγείωσης. Οι δέσμες κατευθύνονται κάθετα στο ίχνος καθόδου σε συχνότητα 75 Hz. Τα κωδικοποιημένα σήματα εντοπίζονται από ένα δέκτη του αεροσκάφους όταν αυτό πετά από πάνω τους. Όταν το αεροσκάφος περάσει τον φάρο κάποιου δείκτη, ο πιλότος ειδοποιείται μέσω ηχητικού και οπτικού σήματος. Το ηχητικό σήμα ακούγεται στο σύστημα επικοινωνίας του αεροσκάφους, ενώ το οπτικό παρουσιάζεται μέσω φωτεινών ενδείξεων στον πίνακα οργάνων. Σχήμα 8.24 Συνιστώσες και τρόπος λειτουργίας συστήματος ενόργανης προσγείωσης (ILS) Ο πιλότος προσδιορίζει την απόσταση του αεροσκάφους του από το σημείο επαφής στον διάδρομο προσγείωσης μέσω ηλεκτρονικών σημάτων που εκπέμπονται από τους πομπούς του εξωτερικού δείκτη (outer marker) και του εσωτερικού δείκτη (inner marker). Επιπλέον, στα περισσότερα σύγχρονα αεροσκάφη η πραγματική απόσταση σε σχέση με το σημείο επαφής στον διάδρομο προσγείωσης μετράται απεικονίζεται μέσω ειδικών οργάνων μέσα στο θάλαμο διακυβέρνησης (Distance Measuring Equipment-DME).

42 Σχήμα 8.25 Πλάγια όψη των ακτινών του πομπού και οι δείκτες ενός ILS σε σχέση με το ίχνος καθόδου. Το κομμάτι της αυτόματης προσγείωσης αποτελείται από ένα αριθμό φάσεων οι οποίες φαίνονται στο σχήμα Στην έναρξη της τελικής προσέγγισης που σημειώνεται με τον αριθμό 1, θεωρείται ότι αεροσκάφος καθοδηγείται στο ίχνος καθόδου και την κεντρική γραμμή του διαδρόμου προσγείωσης μέσω των συστημάτων που αναλύθηκαν στις προηγούμενες παραγράφους. Σχήμα 8.26 Φάσεις και τυπικές αποστάσεις της τελικής προσέγγισης στον αεροδιάδρομο σε σχέση με το ίχνος καθόδου. Ο διαχωρισμός των προσγειώσεων σε διάφορες κατηγορίες γίνεται με κριτήριο τις συνθήκες ορατότητας, οι οποίες συνοψίζονται στο σχήμα Η κάθε κατηγορία καθορίζεται ως συνδυασμός του «ύψους λήψης απόφασης» (decision height) και του «εύρους ορατότητας αεροδιαδρόμου» (Runway Visual Range-RVR). Το ύψος λήψης απόφασης είναι το ελάχιστο επιτρεπτό όριο κάθετης ορατότητας ώστε να προχωρήσει

43 η διαδικασία προσγείωσης. Σε αυτό το ύψος ο πιλότος είτε συνεχίζει την πτήση υπό χειροκίνητο έλεγχο μέχρι το έδαφος, είτε εκτελεί ελιγμό επαναστροφής για νέα προσπάθεια προσγείωσης ή κατεύθυνσης σε εναλλακτικό αεροδρόμιο. Σχήμα 8.27 Κατηγορίες προσγειώσεων βάσει των συνθηκών ορατότητας. Αυτή η απόφαση, καθορίζεται επίσης και από τον ακριβή τύπο των ηλεκτρονικών βοηθημάτων και λειτουργιών αυτόματου πιλότου που φέρει το αεροσκάφος. Αυτές οι κατηγορίες προσέγγισης ILS είναι οι εξής: Κατηγορία I: ύψος βάσης νεφών 200 ft ή περισσότερο πάνω από το σημείο επαφής και ορατότητα (runway visual range-rvr) 2600 ft ή περισσότερο. Κατηγορία IΙ: ύψος βάσης νεφών 100 ft πάνω από το σημείο επαφής ή περισσότερο και RVR 1200 ft ή περισσότερο. Κατηγορία IΙΙa: μηδενικό ύψος βάσης νεφών πάνω από το σημείο επαφής και RVR 700 ft ή περισσότερο. Κατηγορία IIIb: μηδενικό ύψος βάσης νεφών πάνω από το σημείο επαφής και RVR 150 ft ή περισσότερο. Κατηγορία IIIc: μηδενικό ύψος βάσης νεφών πάνω από το σημείο επαφής και μηδενική ορατότητα RVR. Στην κατηγορία Ι, ο πιλότος πρέπει να είναι ικανός να πετά με τα όργανα του αεροσκάφους και να ακολουθεί ένα βοήθημα (όπως για παράδειγμα το ILS) έως τα 200 ft πάνω από το έδαφος με ικανοποιητική ασφάλεια. Για τους αυτόματους πιλότους που χρησιμοποιούνται στις προσεγγίσεις κατηγορίας Ι, η εταιρεία κατασκευής πρέπει να επιδείξει ότι μια βλάβη του συστήματος που συμβαίνει στα 200 ft και ακολουθείται από χειροκίνητη ανάληψη ελέγχου του αεροσκάφους, δεν θα φέρει σε κίνδυνο την πτήση. Επίσης, στην κατηγορία Ι, εφόσον δεν επιτευχθεί οπτική επαφή με τον διάδρομο προσγείωσης στα 200 ft, πρέπει να πραγματοποιηθεί επανακύκλωση (go-around) του αεροσκάφους. Στην κατηγορία ΙΙ απαιτείται ειδική εκπαίδευση για το πλήρωμα του αεροσκάφους, καθώς και για τους τεχνικούς που συντηρούν το σύστημα. Επίσης, απαιτείται ο εφοδιασμός του αεροσκάφους με μια λίστα από ειδικά όργανα. Διάφορα Ελληνικά αεροδρόμια είναι εφοδιασμένα με αυτό το σύστημα και διάφορες Ελληνικές Αεροπορικές εταιρίες επιχειρούν με αυτόν τον τρόπο. Στην κατηγορία ΙΙΙ επικρατούν ακόμα πιο αυστηροί κανόνες για την εκπαίδευση των πληρωμάτων και για τα ειδικά όργανα που πρέπει να είναι

44 εφοδιασμένο το αεροσκάφος. Σε αυτή την κατηγορία θεωρείται απαραίτητη η ύπαρξη τριπλού συστήματος ελέγχου πτήσης, που πρέπει να περιλαμβάνει τη λειτουργία της αυτόματης οριζοντίωσης πριν από την προσγείωση. Στην κατηγορία IIIa μπορεί να πραγματοποιηθεί αυτόματη προσγείωση με τον πιλότο να αναλαμβάνει το χειροκίνητο έλεγχο του αεροσκάφους αμέσως μετά την προσγείωση. Στην κατηγορία IIIb μπορεί να πραγματοποιηθεί αυτόματη προσγείωση και διαδρομή του αεροσκάφους μετά την προσγείωση μέσα στο διάδρομο με τον πιλότο να αναλαμβάνει τον χειροκίνητο έλεγχο του αεροσκάφους κατά την τροχοδρόμηση για την πίστα. Στην κατηγορία ΙΙΙc όλες οι διαδικασίες εκτελούνται αυτόματα. Διεθνώς, υπάρχουν αρκετά αεροδρόμια με δυνατότητα προσγείωσης CATIIIb. Θα πρέπει να σημειωθεί, ότι υπάρχουν και άλλοι τρόποι για τη δημιουργία ιχνών προσέγγισης εκτός από τα ραδιοκύματα του ILS. Μια πρόσφατη σχετικά μέθοδος με μεγάλες προοπτικές εφαρμογής είναι η χρήση του GPS (Global Positioning System) ενός συστήματος που χρησιμοποιεί αρκετούς δορυφόρους για να παρέχει τη γεωγραφική θέση μιας συσκευής στο έδαφος ή στον αέρα. Το μεγαλύτερο πλεονέκτημα τη μεθόδου είναι ότι δεν απαιτείται η ύπαρξη επίγειου εξοπλισμού Διατήρηση του ίχνους καθόδου Βασική προϋπόθεση για τη λειτουργία του είναι να διαθέτει το αεροσκάφος κατάλληλα συστήματα αυτόματων πιλότων, τα οποία τουλάχιστον περιλαμβάνουν ένα σύστημα ελέγχου της γωνίας πρόνευσης όπως και ένα σύστημα ελέγχου της ταχύτητας. Το σχήμα 8.28 περιγράφει τη γεωμετρία του ίχνους πτήσης για ένα τέτοιο σύστημα, ενώ ισχύουν τα ακόλουθα: Η κεραία λήψης του αεροσκάφους βρίσκεται στο Κέντρο Βάρους του. Το Κέντρο Βάρους μετακινείται κατά μήκος του ίχνους καθόδου. Η γωνία σφάλματος Γ του ίχνους καθόδου ανιχνεύεται από το δέκτη του ίχνους καθόδου που βρίσκεται πάνω στο αεροσκάφος. Σχήμα 8.28 Γεωμετρία ίχνους πτήσης για συστήματα διατήρησης του ίχνους καθόδου. Η ταχύτητα με την οποία το αεροσκάφος προσεγγίζει το ίχνος καθόδου κάτω από τον έλεγχο του συστήματος ελέγχου της στάσης του δίνεται από τη σχέση: γ d = U e sin(γ ) U e (8.83) 57.3

45 Η απόσταση d από το ΚΒ (κεραία του συστήματος) έως το ίχνος καθόδου βρίσκεται με την ολοκλήρωση της 8.83, η οποία στο πεδίο συχνότητας s οδηγεί στη σχέση: d(s) U e 57.3 L(γ ) (8.84) Η γωνία σφάλματος Γ του ίχνους καθόδου σχετίζεται με το d και με την απόσταση R σύμφωνα με τη σχέση : Γ d (8.85) R Μετά την εύρεση των παραπάνω γεωμετρικών σχέσεων, μπορεί να σχεδιασθεί ένα βασικό δομικό διάγραμμα για το σύστημα ελέγχου του ίχνους καθόδου, το οποίο φαίνεται στο σχήμα Η παρουσία του συζεύκτη του ίχνους καθόδου (glideslope coupler) στο κύκλωμα, είναι για να εισαχθεί στον αυτόματο πιλότο το σήμα του σφάλματος, που δημιουργείται από την αφαίρεση του σήματος του ίχνους καθόδου (λαμβάνεται από τον δέκτη στο αεροσκάφος) από το σήμα αναφοράς. Το σφάλμα αυτό δίδει κατάλληλες εντολές ελέγχου στο συνολικό συνδυασμένο σύστημα του αεροσκάφους με τους επιμέρους αυτόματους πιλότους που περιλαμβάνει, όπως π.χ. οι αυτόματοι πιλότοι ελέγχου της θέσης πρόνευσης και της ταχύτητας του αεροσκάφους. Σχήμα 8.29 Δομικό διάγραμμα ΣΑΕ διατήρησης του ίχνους καθόδου. Η μεταβολή στη γωνία του ίχνους πτήσης γ προκαλεί μια μεταβολή στη γωνία σφάλματος του ίχνους καθόδου Γ η οποία ανιχνεύεται από τον δέκτη του ίχνους καθόδου και ανατροφοδοτείται στον συζεύκτη (coupler). Το εύρος ζώνης συχνοτήτων του δέκτη θεωρείται πολύ μεγάλο σχετικά με εκείνα των άλλων υποσυστημάτων. Επομένως ο δέκτης του ίχνους καθόδου θεωρείται ως καθαρό κέρδος. Η συνάρτηση μεταφοράς της σύζευξης συνήθως παίρνει τη μορφή του λεγόμενου δικτύου «αναλογικού αθροίσματος» (proportional plus network) με την ακόλουθη συνάρτηση μεταφοράς (TTF): TTF coupler = K c ( s ) (8.86) όπου Kc είναι το κέρδος της σύζευξης. Ένα πρόβλημα το οποίο σχετίζεται με τους βρόχους τήρησης του ίχνους καθόδου που απεικονίζονται στο σχήμα 8.29, είναι το γεγονός ότι η απόσταση R γίνεται μικρότερη, καθώς το αεροσκάφος προσεγγίζει τον διάδρομο προσγείωσης. Καθώς αυτή η απόσταση ελαττώνεται, το συνολικό κέρδος του βρόχου καθίσταται πολύ μεγάλο για σταθερό Kc. Για να αντιμετωπισθεί πιθανή αστάθεια, απαιτείται συχνά κάποιο μέσο μέτρησης της απόστασης αυτής, ώστε να ρυθμίζεται το κέρδος του συζεύκτη, καθώς το αεροσκάφος προσεγγίζει τον διάδρομο. Αυτό μπορεί να γίνει μέσω ειδικών οργάνων μέσα στο αεροσκάφος (Distance Measuring Equipment-DME), τα οποία μετρούν την πραγματική απόσταση σε σχέση με το σημείο επαφής στον διάδρομο προσγείωσης.

46 Σε παλαιότερους αυτόματους πιλότους το κέρδος μειωνόταν από ένα ρολόι το οποίο ξεκινούσε τη μέτρηση του χρόνου όταν το αεροσκάφος ήταν πάνω από τον εξωτερικό δείκτη. Ένας άλλος τρόπος είναι η πρόσθεση κάποιου είδος αντιστάθμισης στο σύστημα. Οι περισσότεροι αυτόματοι πιλότοι που έχουν την ικανότητα για τήρηση του ίχνους καθόδου-ικανότητα εκτέλεσης αυτόματης διαδικασίας ILS, είναι εφοδιασμένοι με αυτό που ονομάζεται λειτουργία συνάντησης και τήρησης του ίχνους καθόδου. Ότι έχει συζητηθεί έως τώρα, περιλαμβάνει μόνο τη λειτουργία τήρησης πάνω στο ίχνος καθόδου. Το σχήμα 8.30 απεικονίζει το τυπικό ίχνος πτήσης που θα προκύψει εφόσον ο αυτόματος πιλότος τεθεί στη λειτουργία συνάντησης και τήρησης στο ίχνος καθόδου του ILS. Σχήμα 8.30 Τυπικό ίχνος πτήσης κατά τη λειτουργία αυτόματου πιλότου συνάντησης και τήρησης του ίχνους καθόδου του ILS. Στο σημείο συνάντησης P του αεροσκάφους με την ευθεία του ίχνους καθόδου, ο αυτόματος πιλότος κανονικά θα χρησιμοποιούσε το μέγιστο των δυνατοτήτων που διαθέτει, ώστε το αεροσκάφος να στρέψει το ρύγχος προς τα κάτω. Αυτό μπορεί να προκαλέσει έντονα μεταβατικά φαινόμενα και σημαντική αρνητική φόρτιση με επιταχύνσεις αρκετών g. Για τον λόγο αυτό, συνήθως η λειτουργία συνάντησης του ίχνους καθόδου είναι εφοδιασμένη με μια επιπλέον λειτουργία ομαλοποίησηςπεριορισμού των κατακόρυφων επιταχύνσεων Αυτόματη λειτουργία οριζοντίωσης-flare Η επιτρεπόμενη κατακόρυφη ταχύτητα επαφής ενός αεροσκάφους στον διάδρομο προσγείωσης προσδιορίζεται από πολλούς παράγοντες: Από το επιθυμητό επίπεδο άνεσης των επιβατών και του πληρώματος. Η βαριά προσγείωση (βαθμοί επαφής 6 ft/sec ή περισσότερο) δεν είναι αποδεκτή για καθημερινές πτήσεις. Η θετική επαφή (βαθμοί επαφής 2-3 ft/sec) είναι επιθυμητή. Για τον αναγνώστη που δεν έχει πτητική εμπειρία πρέπει να γίνει κατανοητό ότι η μαλακή επαφή, με σχεδόν μηδενικό βαθμό επαφής, είναι επίσης μη επιθυμητή. Ο λόγος είναι ότι με τη μαλακή επαφή, το αεροσκάφος μετά την επαφή με τον αεροδιάδρομο, τείνει να επιπλέει, με άμεσο αποτέλεσμα τη μη ικανοποιητική ικανότητα επιβράδυνσης, καθώς το βάρος δεν «πέφτει» στους τροχούς για να αναπτυχθούν σημαντικές δυνάμεις πρόσφυσης και τριβής. Επίσης, απαιτείται μεγάλη επιδεξιότητα από τον πιλότο -σε αντίθεση με την τεχνική θετικής επαφής- ώστε να κατευθύνει το αεροσκάφος για μαλακή επαφή σε ένα συγκεκριμένο σημείο προσγείωσης.

47 Μπορεί να συμβεί δομική αστοχία στο σύστημα προσγείωσης εφόσον ο βαθμός καθόδου κατά την επαφή είναι πολύ μεγάλος. Για αυτό τον σκοπό υπάρχουν κριτήρια σχεδίασης που αφορούν τους μέγιστους επιτρεπόμενους βαθμούς καθόδου κατά την επαφή στον διάδρομο, που εξαρτώνται από τον τύπο του αεροσκάφους. Για τα πολιτικά αεροσκάφη τα συστήματα προσγείωσης έχουν σχεδιαστεί ώστε να αντέχουν βαθμούς επαφής το λιγότερο 10 ft/sec ενώ για κάποια από τα μαχητικά που επιχειρούν σε αεροπλανοφόρα η τιμή αυτή μπορεί να φτάσει και τα 25 ft/sec. Ο πίνακας 8.1 περιγράφει τη σχέση μεταξύ της κατακόρυφης ταχύτητας επαφής και της ταχύτητας του αεροσκάφους, εφόσον το αεροσκάφος εκτελεί μια τυπική προσέγγιση γωνίας ίχνους καθόδου 2,5º. Οριζόντια ταχύτητα Κατακόρυφη ταχύτητα σε ίχνος καθόδου 2.5⁰ Knots ft/sec ft/sec Μαλακές προσγειώσεις Σκληρές προσγειώσεις Πίνακας 8.1 Κατακόρυφη ταχύτητα του αεροσκάφους για ίχνος καθόδου 2.5, ανάλογα με την οριζόντια του ταχύτητα και αντιστοιχία με τον τρόπο προσγείωσης. Το σχήμα 8.31 απεικονίζει το ίχνος καθόδου που ακολουθείται από το αεροσκάφος κατά τη διάρκεια του ελιγμού οριζοντίωσης (flare). Ο ελιγμός αυτός περιλαμβάνει τη μείωση της ταχύτητας του αεροσκάφους, τόσο για τη μείωση του βαθμού καθόδου, όσο και για να διασφαλισθεί ότι το αεροσκάφος μπορεί να τροχιοδρομήσει και να φρενάρει στο διαθέσιμο μήκος αεροδιαδρόμου. Επίσης, κατά τη φάση αυτή, το αεροσκάφος στρέφει το ρύγχος προς τα πάνω, τόσο για να επιτευχθεί μείωση της ταχύτητας, όσο και για να διασφαλισθεί επαρκής άνωση, αλλά και ασφαλής δυνατότητα επαφής των τροχών του με τον αεροδιάδρομο. Σχήμα 8.31 Ίχνος καθόδου αεροσκάφους κατά τον ελιγμό οριζοντίωσης (flare). Πρέπει να σημειωθεί ότι στα αεροπλανοφόρα τα αεροσκάφη δεν οριζοντιώνουν πριν την επαφή. Αντίθετα ακολουθούν το σχεδιασμένο ίχνος καθόδου έως και την επαφή, ενώ στην ιδανική περίπτωση στοχεύουν να αγκιστρωθούν μέσω του αγκίστρου (hook) που διαθέτουν στο συρματόσχοινο ανάσχεσης νούμερο τρία. Στη συνέχεια θα επιβραδυνθούν μέσω αυτού στον εναπομείναντα διάδρομο προσγείωσης του πλοίου. Για τον έλεγχο του αεροσκάφους κατά τη φάση οριζοντίωσης χρησιμοποιούνται επίσης αυτόματοι πιλότοι. Βασικές προϋποθέσεις και αρχές λειτουργίας τους είναι:

48 Το αεροσκάφος εκτελεί ελεγχόμενη κίνηση στο ίχνος καθόδου μέσω αυτόματου πιλότου που αναπτύχθηκε στην ενότητα 5.2 του παρόντος κεφαλαίου. Ο ελιγμός οριζοντίωσης ξεκινά σε ύψος hflare. Το αναμενόμενο σημείο επαφής στον αεροδιάδρομο βρίσκεται σε απόσταση x1 (π.χ. στα 1100 ft) από τον επίγειο σταθμό του ίχνους καθόδου (σχήμα 8.31). Υποτίθεται στη συνέχεια ότι το ίχνος οριζοντίωσης προσεγγίζεται με μια σχέση που το καθιστά εφαπτόμενο στο σημείο P: h = h flare e t T (8.87) Αυτή η εξίσωση αντιπροσωπεύει τον νόμο ελέγχου του ίχνους οριζοντίωσης. Αρχικά θα πρέπει να προσδιορισθούν τα hflare και τ. Στην αρχή της οριζοντίωσης, ο βαθμός καθόδου ισούται με την κατακόρυφη συνιστώσα της ταχύτητας του αεροσκάφους, η οποία προκύπτει ως: h h flare = U e (8.88) Με παραγώγιση της σχέσης (8.87) προκύπτει: h = h flare e t T = h (8.89) τ τ Αν υποτεθεί ότι το αεροσκάφος ακουμπά στο έδαφος σε t = 4τ, (οπότε η σταθερά e -τ/τ = e -4 0) τότε : x 1 + x 2 = x 2 = 4τU e (8.90) Από την (8.90) προκύπτει: x 2 = 4τU e x 1 (8.91) Από το σχήμα 8.31: h flare x 2 = tan(2.5 ) Από την εξίσωση (8.17) προκύπτει ότι: (8.92) h h flare = h flare (8.93) τ Με αντικατάσταση της εξίσωσης (8.92) στην (8.91) για δεδομένη τιμή του x1, προκύπτει η τιμή για την απόσταση x2 ενώ στη συνέχεια από την εξίσωση (8.90) προκύπτει η τιμή για το τ. Το ύψος οριζοντίωσης hflare από το οποίο ξεκινά η οριζοντίωση θα προκύψει με αντικατάσταση της τιμής του τ στην εξίσωση (8.91). Με την τιμή για το τ γνωστή, ο νόμος ελέγχου του flare μπορεί τώρα να εκφραστεί σύμφωνα με τη σχέση (8.89) ως: h = 1 τ h (8.94) Το δομικό διάγραμμα που περιγράφει το σύστημα ελέγχου του flare παρουσιάζεται στο σχήμα Η παρουσία του συζεύκτη (coupler) e στο κύκλωμα, είναι για να εισαχθεί στον αυτόματο πιλότο το σήμα του σφάλματος του ρυθμού καθόδου. Το σφάλμα αυτό δίδει κατάλληλες εντολές ελέγχου στο συνολικό συνδυασμένο σύστημα του αεροσκάφους με τους επιμέρους αυτόματους πιλότους που περιλαμβάνει, όπως π.χ. οι αυτόματοι πιλότοι ελέγχου της θέσης πρόνευσης και της ταχύτητας του.

49 Σχήμα 8.32 Δομικό διάγραμμα ΣΑΕ διατήρησης του ίχνους οριζοντίωσης (flare). Πρέπει να σημειωθεί, ότι η ευστάθεια στο σημείο λειτουργίας επηρεάζεται σε σημαντικό βαθμό από την επιλογή του κέρδους του συζεύκτη. Με την προσθήκη ενός αντισταθμιστή προπορείας-καθυστέρησης, αυτή η ευαισθησία είναι δυνατό να μειωθεί. Σε αυτό το σημείο πρέπει να γίνει κατανοητό, ότι οι αυτόματοι πιλότοι εκτελούν τους διάφορους ελιγμούς με σημαντικά βελτιωμένη ακρίβεια σε σύγκριση με τον άνθρωπο,. Επομένως τα αυτόματα συστήματα ελέγχου της οριζοντίωσης θα προκαλούσαν ζημιά σε ένα συγκεκριμένο σημείο του διαδρόμου προσγείωσης, καθώς όλα τα αεροσκάφη που θα ήταν εφοδιασμένα με ένα τέτοιο σύστημα θα ακουμπούσαν σε ένα και μόνο σημείο. Στην πράξη και για να αποφευχθεί κάτι τέτοιο, οι περισσότεροι νόμοι ελέγχου περιλαμβάνουν ένα σύστημα, το οποίο μεταβάλει το προτιθέμενο σημείο προσγείωσης. Αυτός ο τεχνητός τρόπος προκαλεί τη διασπορά του σημείου προσγείωσης κατά μήκος του διαδρόμου, κάτι που ο πιλότος μη ηθελημένα προκαλεί συνεχώς Εγκάρσιες λειτουργίες πλοήγησης και προσγείωσης. Λειτουργία τήρησης του ίχνους του εντοπιστή (localizer) Αυτές οι λειτουργίες, χρησιμοποιούνται ώστε να κατευθύνουν το αεροσκάφος κατά μήκος προκαθορισμένων ιχνών, όπως η συνάντηση και η τήρηση του ίχνους του εντοπιστή (localizer) ως μέρος της ενόργανης διαδικασίας προσέγγισης ILS, ή η συνάντηση και η τήρηση ενός ίχνους που ορίζεται από ένα σταθμό εδάφους (π.χ. κοντά στην άκρη του διαδρόμου προσγείωσης). Είναι απαραίτητο το αεροσκάφος να διαθέτει ήδη σύστημα ελέγχου της πορείας, όπως αναφέρθηκε στην ενότητα του κεφαλαίου 8. Το σχήμα 8.33 απεικονίζει τη γεωμετρία του ίχνους πτήσης για αυτή τη λειτουργία. Βασικές προϋποθέσεις και διευκρινίσεις για τη λειτουργία τους είναι: Σχήμα 8.33 Γεωμετρία ίχνους πτήσης κατά τη λειτουργία τήρησης του ίχνους του εντοπιστή (localizer).

50 Η θέση της κεραίας του αεροσκάφους συμπίπτει με το ΚΒ. Το ΚΒ κινείται κατά μήκος της κεντρικής γραμμής της δέσμης του localizer, το οποίο αποτελεί και το επιθυμητό ίχνος. Η γωνία σφάλματος λ του εντοπιστή ανιχνεύεται από ένα δέκτη που είναι τοποθετημένος πάνω στο αεροσκάφος. Για την τήρηση του αεροσκάφους πάνω στην κεντρική γραμμή της δέσμης χρησιμοποιείται ένα σύστημα ελέγχου της πορείας, όπως αυτό αναλύθηκε στην ενότητα Το εύρος της δέσμης του εντοπιστή τυπικά είναι 5 δηλαδή 2.5 δεξιά-αριστερά από την κεντρική γραμμή. Η γωνία σφάλματος του εντοπιστή λ, προσδιορίζεται από το σχήμα 8.33: λ 57.3 d (8.95) R όπου R είναι η απόσταση του αεροσκάφους από το σταθμό εδάφους. Η απόσταση d από την κεντρική γραμμή είναι: όπου έτσι ώστε d(s) = 1 s d (s) (8.96) d = U e sin(ψ ψ ref ) U e (ψ ψ ref ), ψ [rad] (8.97) d (s) U e [ψ(s) ψ ref (s)] (8.98) Το σχήμα 8.34 απεικονίζει το δομικό διάγραμμα που αντιστοιχεί σε ένα σύστημα τήρησης του εντοπιστή [13]. Στο σχήμα 8.34 το κουτί «Αεροσκάφος και AFCS» αντιπροσωπεύει το αεροσκάφος μαζί με το σύστημα ελέγχου της πορείας του, όπως αυτό περιγράφεται στην παράγραφο Σχήμα 8.34 Δομικό διάγραμμα ΣΑΕ τήρησης του ίχνους εντοπιστή (localizer). Το πραγματικό αεροσκάφος είναι εφοδιασμένο με ένα μόνο δέκτη και την αντίστοιχη κεραία για τη μέτρηση της γωνίας λ. Η παράμετρος 1/R λειτουργεί ως μεταβλητό κέρδος για το σύστημα, και αντιμετωπίζεται ακριβώς όπως και στην περίπτωση τήρησης του ίχνους καθόδου. Βιβλιογραφία/Αναφορές [3] Michael V. Cook, Flight Dynamics Principles - A Linear Systems Approach to Aircraft Stability and Control, 2nd ed. Oxford, UK: Elsevier Ltd, [5] Robert C. Nelson, Flight Stability and Automatic Control, 2nd ed. Singapore: WCB/McGraw-Hill, [7] Donald McLean, Automatic Flight Control Systems. Hertfordshire, UK: Prentice Hall International (UK) Ltd, [8] John H. Blakelock, Automatic Control of Aircraft and Missiles, 2nd ed. New York, NY, USA: John Wiley & Sons, Inc., 1991.