система управления высотой полета при посадке

Формула изобретения

1. Система управления высотой полета при посадке, содержащая задатчик высоты, первый блок разности, контур стабилизации, блок информационных датчиков, причем выход задатчика высоты подключен к первому входу первого блока разности, выход которого подключен к входу контура стабилизации, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены блок формирования относительно высоты и блок формирования сигнала коррекции, причем первый, второй и третий выходы блока информационных датчиков подключены соответственно к первому, второму и третьему входам блока формирования относительной высоты, выход которого подключен к второму входу первого блока разности и к первому входу блока формирования сигнала коррекции, на второй вход которого подключен четвертый выход блока информационных датчиков, а выход блока формирования сигнала коррекции подключен к третьему входу первого блока разности.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что блок формирования относительной высоты выполнен на преобразователе координат, блоке умножения, втором блоке разности, блоке извлечения корня квадратного и блоке деления, выход которого подключен к выходу блока формирования относительной высоты, первый и второй входы которого подключены соответственно к первому и второму входам блока умножения, на третий и четвертый входы которого подключены соответственно первый и второй выходы преобразователя координат, на первый и второй входы которого подключены соответственно второй и третий входы блока формирования относительной высоты, причем первый, второй и третий выходы блока умножения подключены соответственно к первому, второму и третьему входам второго блока разности, выход которого подключен к входу блока извлечения корня квадратного, выход которого подключен к первому входу блока деления, на второй вход которого подключен четвертый выход блока умножения.

3. Система по пп.1 и 2, отличающаяся тем, что блок формирования сигнала коррекции выполнен на блоке суммирования, блоке интерполяции, блоке запаздывания, третьем блоке разности, выход которого подключен к первому входу блока интерполяции и к входу блока запаздывания, первый, n-й выходы которого подключены соответственно к второму, (n + 1)-ому входам блока интерполяции, первый, m-й выходы которого подключены соответственно к первому, m-ому входам блока суммирования, выход которого подключен к выходу блока формирования сигнала коррекции, первый и второй входы которого подключены соответственно к первому и второму входам третьего блока разности.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится в области приборостроения, в частности к системам управления летательными аппаратами при посадке на наклонное, подвижное и колеблющееся основание (авианосец).

Известны системы управления высотой полета, описания которых приведены в книгах Михалева И.А. и др. "Системы автоматического управления самолетами", Москва, Машиностроение, 1971 г. с. 255; Загайнова Г.И. Гуськова Ю.П. "Управление полетом самолетов", Москва, Машиностроение, 1981 г. с. 161. Последняя система, структурная схема которой приведена на фиг. 1, принимается в качестве прототипа. Система содержит задатчик высоты (ЗВ), блок разности (БР), контур стабилизации (КС), блок информационных датчиков (БИД).

Сигнал заданной высоты H_з с выхода ЗВ поступает на первый вход БР, на второй вход которого поступает сигнал относительной высоты H_о с выхода БИД. В качестве измерителя относительной высоты H_о используется, например, радиовысотомер.

В БР формируется сигнал управления H_у (H_з-H_о)K, поступающий в КС, имеющего передаточную функцию где R=1+a₁p+.+a_n Pⁿ, K, K₁ коэффициенты передачи, p оператор дифференцирования; a_i коэффициенты, обеспечивающие качество регулирования в КС, вертикальная скорость полета, H_a - абсолютная высота полета.

При посадке на подвижную и колеблющуюся палубу авианосца вертикальная скорость самолета относительно посадочной плоскости имеет вид:



где v_с горизонтальная составляющая скорости полета самолета,

V_н горизонтальная составляющая скорости авианосца, _н угол наклона посадочной плоскости, r расстояние до центра вращения, угловая скорость вращения палубы.

Так как то и в замкнутом контуре управления высотой будет иметь движение по относительной высоте:



Здесь коэффициенты b_i выбираются из условия обеспечения качества регулирования.

Из уравнения движения следует, что при изменениях H_н и r_н имеют место погрешности по высоте и относительной вертикальной скорости:



что при

0, 60 м/сек, _н2^o, r=60 м, 2^o/сек, b₁=1 сек составляет H_о4 м, 4 м/сек.

Наличие этих погрешностей является недостатком прототипа, так как существенно уменьшаются показатели безопасности при посадке.

Техническим результатом, достигаемым при использовании предлагаемого технического решения, является повышение точности работы системы и соответственно повышение безопасности посадки на подвижное колеблющееся основание (авианосец).

Достигается этот результат тем, что в систему, содержащую задатчик высоты, первый блок разности, контур стабилизации, блок информационных датчиков, причем выход задатчика высоты подключен к первому входу первого блока разности, выход которого подключен к входу контура стабилизации, дополнительно введены блок формирования относительной высоты и блок формирования сигнала коррекции, причем первый, второй и третий выходы блока информационных датчиков подключены соответственно к первому, второму и третьему входам блока формирования относительной высоты, выход которого подключен ко второму входу первого блока разности и к первому входу блока формирования сигнала коррекции, на второй вход которого подключен четвертый выход блока информационных датчиков, а выход блока формирования сигнала коррекции подключен к третьему входу первого блока разности.

Высота полета относительно плоскости посадки определяется в блоке формирования относительной высоты, выполненном на преобразователе координат, блоке умножения, втором блоке разности, блоке извлечения корня квадратного и блоке деления, выход которого подключен к выходу блока формирования относительной высоты, первый и второй входы которого подключены соответственно к первому и второму входу блока умножения, на третий и четвертый входы которого подключены соответственно первый и второй выходы преобразователя координат, на первый и второй входы которого подключены соответственно второй и третий входы блока формирования относительной высоты; причем первый, второй и третий выходы блока умножения подключены соответственно к первому, второму и третьему входам второго блока разности, выход которого подключен ко входу блока извлечения корня квадратного, выход которого подключен к первому входу блока деления, на второй вход которого подключен четвертый выход блока умножения.

Сигнал, компенсирующий влияние наклона и движения посадочной плоскости, формируется в блоке формирования сигнала коррекции, выполненном на блоке суммирования, блоке интерполяции, блоке запаздывания, третьем блоке разности, выход которого подключен к первому входу блока интерполяции и ко входу блока запаздывания, первый n-ый выходы которого подключены соответственно ко второму,(n+1)-му входам блока интерполяции, первый, m-ый выходы которого подключены соответственно к первому, m-му входам блока формирования сигнала коррекции, первый и второй входы которого подключены соответственно к первому и второму входам третьего блока разности.

На фиг. 1 представлена блок-схема прототипа, обозначения блоков приведено выше.

На фиг. 2 представлено геометрическое расположение летательного аппарата относительно посадочной плоскости, здесь обозначено:

BO; BO₁ горизонтальные линии, CC₁ продольная строительная ось летательного аппарата, _с угол тангажа летательного аппарата, O₂A_k линия посадки (палуба авианосца), _н угол наклона палубы, OO₁B₁O₁H_о = OO₂O₂A_к, OA₁ D₁ наклонная дальность, измеряемая первым измерителем дальности под углом визирования ₁ относительно строительной оси OC₁, OA_k=D_k наклонная дальность, измеряемая K-ым измерителем под углом визирования _к относительно строительной оси OC₁. При этом относительная высота H_о=OO₂ по параметрам D₁, D_k, = ₁ - _к определяется зависимостью



На фиг. 3 представлена блок-схема предлагаемой системы, содержащей:

1 первый блок разности БР1, 2 задатчик высоты ЗВ, 3 контур стабилизации КС, 4 блок информационных датчиков БИД, 5 блок формирования относительной высоты БФОВ, 6 блок формирования сигнала коррекции БФСК.

На фиг. 4 представлена блок-схема БФОВ 5,содержащего:

7 преобразователь координат ПК, 8 блок умножения БУ, 9 второй блок разности БР 2, 10 блок извлечения корня квадратного БИКК, 11 блок деления БД.

На фиг. 5 представлена блок-схема БФСК6, содержащего: 12 третий блок разности БРЗ, 13 блок запаздывания БЗ, 14 блок интерполяции БИ, 15 блок суммирования БС.

Система работает следующим образом.

С выхода ЗВ 2 сигнал заданной высоты H_з поступает на вход БР1 (1), на второй и третий входы которого поступают соответственно сигналы относительной высоты H_о с выхода БФОВ5 и сигнала коррекции F с выхода БФСК6. В БР1 1(1) формируется сигнал управления H_у=(H_з+F-H_о)K, поступающего на вход КСЗ, имеющего передаточную функцию

Как было показано выше при H_ар = (H_о + H_н + r_н)р, R=1+a₁p+.a_npⁿ в замкнутом контуре управления будет иметь место движения по высоте



В диапазоне времени T0,1 T_н, здесь T_н период частоты колебаний палубы авианосца функцию (H_н + r_н) можно представить в виде временного ряда степени m=n+1

(H_н + r_н) = f = C_о + C₁t + C₂t² + C_мt^м,

тогда H_oQ=H_з -fP (b₁+b₂P+.+b_mRⁿ)+F.

БИД4 содержит датчик абсолютной высоты H_а и датчики наклонной дальности, измеряющие (см. фиг. 2) дальность D₁=OA₁ с углом визирования ₁ и дальность D_k с углом визирования _к В качестве датчиков D₁, D_k могут использоваться многолучевой разновысотомер соответственно с углами наклонов ₁, _к; радиолокационный датчик или оптиколокационный датчик, а в качестве датчиков абсолютной высоты используется, например, барометрический датчик.

С первого, второго и третьего выходов БИД4 сигналы D₁, D_k, = ₁ - _к поступают соответственно на первый, второй и третий входы БФОВ5. В БФОВ5 первый вход (сигнал D₁) подключен к первому входу БУ8, на второй вход которого подключен сигнал D_k со второго входа БФОВ5, подключенного также к первому входу ПК 7, на второй вход которого подключен сигнал с третьего входа БФОВ5. В ПК 7 формируются сигналы D_кsin и D_кcos которые с первого и второго выходов ПК 7 поступают соответственно на третий и четвертый БУ8. БУ8 реализован на четырех элементах умножения, на которых формируются сигналы D²₁ D²_к, D₁D_кcos, D₁D_кsin. Сигналы D²₁, D²_кD₁D_кcos с первого, второго и третьего выходов БУ8 поступают соответственно на первый, второй и третий входы БР 2 (9), где формируется сигнал x = D²₁ + D²_к - 2D₁D_кcos поступающий на вход БИКК 10, в котором формируется сигнал поступающий на первый вход БД 11, на второй вход которого поступает сигнал D₁D_кsin с четвертого выхода БУ 8.

В БД 11 формируется, реализующий зависимость (1), сигнал поступающий на вход БФОВ 5. С выхода БФОВ 5 сигнал H_о поступает на второй вход БР1 (1) и на первый вход БФСК 6, на второй вход которого поступает сигнал H_а с четвертого выхода БИД 4. В БФСК 6 (см. фиг. 5) первый и второй входы подключены соответственно к первому и второму входам БРЗ (12), где формируется сигнал

(H_а - H_о) = H_н + r_н + C = f + C = f_о

(здесь C постоянная величина), поступающий на первый вход БИ 14 и на вход БЗ 13. БЗ 13 реализован на "n" элементах запаздывания, на которых формируются сигналы

f₁ = f_о(t-₁), f₂ = f_о(t-₂), ..., f_n = f_о(t-_n)

(здесь ₁, ..., _n постоянные времени запаздывания, при этом ₁ + ₂ + ... _n T 0,1T_н которые с первого n-го выходов БЗ 13 поступают на второй, (n+1)-ый входы БИ 14.

По поступившим сигналам f₀, f₁, f_n при известных ₁, ..., _n на временном интервале T = ₁ + ... + _n в БИ 14 по стандартным арифметическим процедурам (см. "Справочник по математике" И.Н.Бронштейн, К.А.Семендяев, г. Москва, Наука, 1986 г. с. 502) формируются коэффициенты C₁, C₂, C_m интерполяционного многочлена

f₀=C+C₀ + C₁t+c₂t²+.+C_mt^m.

Сигналы коэффициентов C₁, C₂, C_m с первого, m-го выходов БИ 14 поступают на первый, m-ый входы БС15.

Поскольку f₀ f+C C₀+C + C₁t+C₂t²+.C_mt^m,

, то соответственно в каждый момент времени t=0



В БС15 по поступившим сигналам C₁, C₂, C_m и известным величинам b₁, b₂, b_m, n, m n+1 формируется суммарный сигнал F C₁b₁ + 2C₂b₂ + + C_mb_mm¹! который в каждый момент времени равен



Сигнал F с выхода БС 15 поступает на выход БФСК 6, откуда сигнал F поступает на третий вход БР1 (1).

Примеры технического выполнения блоков БР, БС, БЗ, БУ, БД, БИКК, ПК приведены в книге И.М.Тетельбаума, Ю.Р.Шнейдера "400 схем для АВМ" Москва, Энергия, 1978 г. соответственно на с. 8, 49, 53, 84, 134.

Уравнение движения (2) при F fP(b₁+b₂P+.b_mPⁿ) принимает вид H₀Q H_з, соответственно по окончании переходного процесса H_o H_з, т.е. обеспечено достижение технического результата повышение точности работы системы.