система управления продольным движением самолета

Формула изобретения

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ПРОДОЛЬНЫМ ДВИЖЕНИЕМ САМОЛЕТА, содержащая последовательно соединенные ручку управления, датчик положения ручки управления, блок формирования передаточных отношений с предварительным фильтром, первый сумматор, усилитель с регулируемым коэффициентом передачи, первый интегратор и второй сумматор, второй вход которого соединен с входом первого интегратора через первый усилитель, последовательно соединенные датчик линейного ускорения и первое апериодическое звено, выход которого соединен с вторым инверсным входом первого сумматора, последовательно соединенные датчик угловой скорости тангажа и фильтр упругих колебаний, последовательно соединенные блок программного управления и третий сумматор, сервопривод основного органа управления, сервопривод дополнительного органа управления, датчик динамического давления, выход которого соединен с управляющим входом усилителя с регулируемым коэффициентом передачи, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены последовательно соединенные четвертый сумматор, первый вход которого соединен с выходом второго сумматора, второй усилитель, второй интегратор, пятый сумматор, второй инверсный вход которого соединен с выходом фильтра упругих колебаний и вторым инверсным входом четвертого сумматора, и третий усилитель, выход которого соединен с входом сервопривода основного органа управления, последовательно соединенные первое запоминающее устройство, вход которого соединен с выходом третьего сумматора, и шестой сумматор, выход которого соединен с входом сервопривода дополнительного органа управления, последовательно соединенные второе апериодическое звено, вход которого соединен с выходом второго сумматора, компаратор, второй вход которого соединен с выходом фильтра упругих колебаний, и триггер, второе запоминающее устройство, вход которого соединен с выходом пятого сумматора, последовательно соединенные седьмой сумматор, первый вход которого соединен с выходом пятого сумматора, второй инверсный вход соединен с выходом второго запоминающего устройства, и четвертый усилитель, выход которого соединен с вторым входом шестого сумматора, управляющие входы первого и второго запоминающих устройств соединены с выходом триггера.

Описание изобретения к патенту

.

Изобретение относится к системам управления полетом и может быть использовано на самолетах, оснащенных дополнительными органами управления (например, передним горизонтальным оперением, устройством поворота вектора тяги и т.д.).

Известна система управления продольным движением самолета, содержащая ручку управления, механизм загрузки, систему жестких тяг и качалок, связывающих ручку управления с сервоприводом стабилизатора. Она обеспечивает возможность управления самолетом в широком диапазоне высот и скоростей полета. Однако отсутствие средств автоматизации и дополнительных органов управления не обеспечивают возможность управления самолетом при повреждениях несущих и рулевых поверхностей вследствие изменения динамических свойств самолета, а также при повреждениях и отказах исполнительного механизма основного органа управления.

Наиболее близкой по технической сущности является система управления продольным движением самолета, содержащая последовательно соединенные ручку управления, датчик положения ручки и блок формирования передаточных отношений с предварительным фильтром, соединенный с его выходом своим первым входом первый сумматор, последовательно соединенные датчик линейных ускорений и апериодическое звено, соединенный с выходом первого сумматора своим входом усилитель с регулируемым коэффициентом передачи, соединенный с его управляющим входом датчик динамического давления, соединенные с выходом усилителя с регулируемым коэффициентом передачи своим входом первый усилитель и интегратор, соединенный с выходом последнего своим первым входом и с выходом первого усилителя своим вторым входом второй сумматор, соединенный с его выходом сервопривод основного органа управления, соединенный с его выходом своим входом датчик положения, соединенный с его выходом своим входом блок программного управления, соединенный с его выходом своим первым входом третий сумматор, соединенный с его выходом сервопривод дополнительного органа управления, соединенный своим выходом с вторым входом третьего сумматора блок формирования корректирующих сигналов, последовательно соединенные датчик угловой скорости и фильтр упругих колебаний, последовательно соединенные датчик угла атаки и блок фильтрации сигнала угла атаки, соединенный с выходом последнего своим первым входом и с выходом апериодического звена своим вторым входом четвертый сумматор, соединенный с его выходом своим первым входом и с выходом фильтра изгибных колебаний - пятый сумматор, выход которого соединен с вторым инверсным входом первого сумматора. Эта система обеспечивает возможность управления самолетом в широком диапазоне высот и скоростей. Управляющими поверхностями являются стабилизатор и переднее горизонтальное оперение, которое отклоняется по запрограммированному закону, обеспечивая минимальное лобовое сопротивление на маневре. Кроме сигналов с блока программного управления, на сервопривод переднего горизонтального оперения поступают сигналы для коррекции переходных процессов по управляемому параметру. Однако структура системы не обеспечивает ее адаптацию при изменении динамических свойств самолета вследствие получения им повреждений. Также не обеспечивается способность замкнутой системы система управления - самолет выполнять заданные функции при повреждении основной рулевой поверхности и/или отказе ее сервопривода, так как не предусмотрено перераспределение функций между дополнительным и основными органами управления при выходе из строя последнего.

Изобретение направлено на повышение живучести самолета вследствие снижения чувствительности замкнутой системы система управления - самолет к изменению динамических характеристик самолета вследствие получения им повреждений, а также при повреждениях и/или отказах основного органа управления и его сервопривода путем реализации потенциальных возможностей дополнительного органа управления. Кроме того, предлагаемая система обеспечивает устойчивость замкнутой системы к воздействию сильных внешних возмущений, когда эффективность основного органа управления будет не достаточна для их парирования.

Это достигается тем, что в систему управления продольным движением самолета, содержащую последовательно соединенные ручку управления, датчик положения ручки управления, блок формирования передаточных отношений с предварительным фильтром, первый сумматор, усилитель с регулируемым коэффициентом передачи, первый интегратор и второй сумматор, второй вход которого соединен с входом первого интегратора через первый усилитель, последовательно соединенные датчик линейного ускорения и первое апериодическое звено, выход которого соединен с вторым инверсным входом первого сумматора, последовательно соединенные датчик угловой скорости тангажа и фильтр упругих колебаний, последовательно соединенные блок программного управления и третий сумматор, сервопривод основного органа управления, сервопривод дополнительного органа управления, датчик динамического давления, выход которого соединен с управляющим входом усилителя с регулируемым коэффициентом передачи, дополнительно введены последовательно соединенные четвертый сумматор, первый вход которого соединен с выходом второго сумматора, второй усилитель, второй интегратор, пятый сумматор, второй инверсный вход которого соединен с выходом фильтра упругих колебаний и вторым инверсным входом четвертого сумматора, и третий усилитель, выход которого соединен с входом сервопривода основного органа управления, последовательно соединенные первое запоминающее устройство, вход которого соединен с выходом третьего сумматора, и шестой сумматор, выход которого соединен с входом сервопривода дополнительного органа управления, последовательно соединенные второе апериодическое звено, вход которого соединен с выходом второго сумматора, компаратора, второй вход которого соединен с выходом фильтра упругих колебаний, и триггер, второе запоминающее устройство, вход которого соединен с выходом пятого сумматора, последовательно соединенные седьмой сумматор, первый вход которого соединен с выходом пятого сумматора, второй инверсный вход соединен с выходом второго запоминающего устройства, и четвертый усилитель, выход которого соединен с вторым входом шестого сумматора, управляющие входы первого и второго запоминающих устройств соединены с выходом триггера.

На чертеже изображена структурная схема предложенной системы.

Она содержит ручку управления 1, датчик 2 положения ручки, блок формирования отношений с предварительным фильтром 3, первый сумматор 4, усилитель с регулируемым коэффициентом передачи 5, первый интегратор 6, второй сумматор 7, первый усилитель 8, датчик линейного ускорения 9, первое апериодическое звено 10, датчик угловой скорости тангажа 11, фильтр упругих колебаний 12, блок программного управления 13, третий сумматор 14, сервопривод основного органа управления 15, сервопривод дополнительного органа управления 16, датчик динамического давления 17, четвертый сумматор 18, второй усилитель 19, второй интегратор 20, пятый сумматор 21, третий усилитель 22, первое запоминающее устройство 23, шестой сумматор 24, второе апериодическое звено 25, компаратор 26, триггер 27, второе запоминающее устройство 28, седьмой сумматор 29 и четвертый усилитель 30.

Ручка управления 1 соединена с датчиком 2 положения ручки, выход которого через блок формирования передаточных отношений с предварительным фильтром 3 соединен с первым входом первого сумматора 4. Выход датчика линейных ускорений 9 через первое апериодическое звено 10 соединен с вторым инверсным входом первого сумматора 4, выход которого соединен с входом усилителя с регулируемым коэффициентом передачи 5. Датчик динамического давления 17 соединен с управляющим входом усилителя 5, с выходом которого соединены каждый своим входом первый интегратор 6 и первый усилитель 8. Выход первого интегратора 6 соединен с первым входом второго сумматора 7, а выход первого усилителя 8 соединен с вторым входом второго сумматора 7, выход которого соединен с первым входом четвертого сумматора 18 и входом второго апериодического звена 25. Выход четвертого сумматора 18 через последовательно соединенные второй усилитель 19 и второй интегратор 20 соединен с первым входом пятого сумматора 21. Выход датчика угловой скорости тангажа 11 через фильтр упругих колебаний 12 соединен с вторым инверсным входом четвертого сумматора 18, с вторым инверсным входом пятого сумматора 21 и вторым входом компаратора 26, первый вход которого соединен с выходом второго апериодического звена 25.

Выход пятого сумматора 21 соединен с входом третьего усилителя 22, вторым входом второго запоминающего устройства 28 и первым входом седьмого сумматора 29. Выход третьего усилителя 22 соединен с входом сервопривода 15 основного органа управления. Выход блока программного управления 13 соединен с входом третьего сумматора 14, выход которого соединен с входом первого запоминающего устройства 23. Выход первого запоминающего устройства 23 соединен с первым входом шестого сумматора 24, выход которого соединен с входом сервопривода 16 дополнительного органа управления. Выход второго запоминающего устройства 28 соединен с вторым инверсным входом седьмого сумматора 29, выход которого через четвертый усилитель 30 соединен с вторым входом шестого сумматора 24. Выход компаратора 26 соединен с входом триггера 27, выход которого соединен с управляющим входом первого запоминающего устройства 23 и управляющим входом второго запоминающего устройства 28.

Система работает следующим образом.

В исходном состоянии на выходе триггера 27 сформирован нулевой сигнал. Первое 23 и второе 28 запоминающие устройства работают в режиме отслеживания входного сигнала, т.е. сигнал на их выходе равен сигналу, поступающему на их вход. Перемещения ручки управления 1 преобразуются датчиком 2 положения ручки в сигнал, пропорциональный ее положению, который, пройдя через блок формирования передаточных отношений с предварительным фильтром 3, поступает на первый вход первого сумматора 4. Сигнал с выхода датчика линейных ускорений 9, пропорциональными текущей избыточной нормальной перегрузке n_{у изб}. через первое апериодическое звено 10 поступает на второй инверсный вход первого сумматора 4, на выходе которого образуется сигнал

n_{y изб} = К_хрХ_р - n_уизб = n_{у изб.зад} - n_{у изб,}

равный расстоянию между заданным значением избыточной перегрузки, определяемым положением ручки управления 1, и текущей избыточной перегрузкой (для простоты описания динамикой блоков 10 и 12 пренебрегаем). Этот сигнал через усилитель 5 с коэффициентом K(g), зависящим от скоростного напора, поступает через первый интегратор 6 и первый усилитель 8 с коэффициентом К₁ на соответствующие входы второго сумматора 7, на выходе которого образуется сигнал

K(g)K₁n_{у изб}+ K_и n_{у изб}dt, где К_и - коэффициент усиления интегратора 6.

Далее сигнал с выхода второго сумматора 7 поступает на первый вход четвертого сумматора 18, на второй вход которого через фильтр упругих колебаний 12 с датчика угловой скорости тангажа 11 поступает сигнал, пропорциональный угловой скорости _z . Сигнал с выхода четвертого сумматора 18, последовательно проходя через второй усилитель 19 с коэффициентом усиления K_z и второй интегратор 20, поступает на первый вход пятого сумматора 21, на второй инверсный вход которого также поступает сигнал, пропорциональный угловой скорости _z с выхода фильтра 12. В результате на выходе пятого сумматора 21 образуется сигнал, пропорциональный выражению

KK(g)K₁n_{у изб}+K_и n_{у изб}dt-dt-_z,

который, проходя через третий усилитель 22 с коэффициентом усиления ₁ на вход сервопривода 15 основного органа управления, определяет потребное отклонение основного органа управления _ст= KK(g)K₁n_{у изб}+K_и n_{у изб} dt-dt- . (1) Кроме того, сигнал с выхода пятого сумматора 21, проходя через второе запоминающее устройство 28 и седьмой сумматор 29, последовательно соединенный с ними четвертый усилитель 30 с коэффициентом усиления ₂ , поступает на второй вход шестого сумматора 24, на первый вход которого через последовательно соединенные третий сумматор 14 и первое запоминающее устройство 23 поступает сигнал с выхода блока программного управления 13. В результате на выходе шестого сумматора 24 образуется сигнал, поступающий на вход сервопривода 16 и определяющий потребное отклонение дополнительного органа управления

= f_БПУ , (2)

т. е. сигнал на входе сервопривода 16 определяется только сигналом на выходе блока программного управления 13, так как в исходном состоянии запоминающие устройства 23 и 28 работают в режиме отслеживания входного сигнала.

Сигнал с выхода второго сумматора 7 также поступает через второе апериодическое звено 25 на вход компаратора 26, где сравнивается с сигналом, пропорциональным угловой скорости _z . Если их разность превысит некоторую пороговую величину по модулю, на выходе компаратора 26 формируется сигнал, который переводит триггер 27 в другое устойчивое состояние с выдачей на его выходе сигнала, поступающего на управляющие входы обоих запоминающих устройств 23 и 28, которые переходят в режим запоминания. Отклонение дополнительного органа управления будет определяться выражением

= KK(g)K₁n_{у изб}+K_и n_{у изб} dt-dt-+ _o (3)

Переключение закона управления дополнительным органом управления осуществляется безударно.

Блоки системы 11, 12, 18 -22 по существу представляют собой контур управления угловой скоростью _z , где _{z зад}= K(g)(K₁n_{y изд}+K_и n_{y изб}dt), т.е. _{z зад} является функцией ошибки рассогласования по избыточной нормальной перегрузке. Динамика контура с законом управления (1) или (3) описывается следующим дифференциальным уравнением, полученным на основе линеаризованного уравнения движения + + 1+K= K _зад- (4)

Коэффициент ₁ выбирается из соотношения ; (5)

тогда траектория движения для управления (4) практически совпадает с траекторией движения эталонного уравнения

+= _зад (6)

При этом замкнутая система (4) устойчива при неограниченном возрастании коэффициента ₁ по модулю. Значение ₁ выбирается ограниченным из-за условий физической реализуемости, ограниченного быстродействия сервоприводов и проблем, связанных с шумами датчиков. Из анализа уравнения (4) также видно, что соответствующим выбором ₁обеспечивается низкая чувствительность замкнутой системы к изменениям параметров объекта управления, в том числе и вызванным повреждениями его элементов.

Нормальному режиму работы системы соответствует такая структура, при которой отклонение основного органа управления определяется выражением (1), отклонение дополнительного органа управления определяется выражением (2), где сигнал с блока 13 может быть как функцией отклонения основного органа (как у прототипа), так и функцией параметров полета и используется с целью оптимизации летно-технических характеристик. Наличие третьего сумматора 14 позволяет вводить корректирующие сигналы для дополнительной коррекции динамических характеристик. Устойчивость к повреждениям элементов самолета обеспечивается адаптационными свойствами контура управления угловой скоростью _z.

Если проходит повреждение основного органа управления, выразившееся потере его эффективности или отказе его сервопривода, динамика замкнутого контура не будет соответствовать с определенной степенью точности уравнению (6). Поэтому разность между текущей _z и сигналом с выхода второго апериодического звена 25, являющегося аппаратурным решением уравнения (6) при известной _{z зад} = f ( n_{у изб} ) служит признаком такого повреждения или отказа. Поэтому, если эта разность превышает некоторую величину, компаратор 26 формирует сигнал, переводящий триггер 27 в другое устойчивое состояние, которое сохраняется в течение полета. Сигнал с выхода триггера 27 переводит запоминающие устройства 23 и 28 в режим запоминания, чем обеспечивается безударное переключение законов управления дополнительным органом управления с (2) на (3) и тем самым обеспечивается управляемость и устойчивость замкнутой системы. Учитывая высокую степень соответствия реальной динамики контура управления _z. с идеальной, структура звена 25, моделирующего эту динамику, получается очень простой.

Допустимая величина рассогласования между текущей _z и сигналом с выхода звена 25 оценивается на основе сравнения решений уравнений (4) и (6) при одинаковых входных воздействиях с учетом эксплуатационных вариаций параметров самолета и выбранных параметров системы управления. Окончательный выбор величины рассогласования производится по результатам моделирования и испытаний конкретного самолета. Кроме того, необходимо отметить следующее.

Структура контура отработки _z такова, что ложные срабатывания компаратора не приведут к нарушениям безопасности полета, так как переключение дополнительного органа при исправно работающем основном эквивалентно повышению эффективности основного и, как видно из анализа уравнения (4), не приводит к снижению устойчивости замкнутой системы, а лишь приблизит реальную динамику к идеальной. Какие-либо переходные процессы при этом практически отсутствуют.

В силу описанных свойств подключение дополнительного органа управления будет происходить и при воздействии сильных внешних моментных возмущений, когда эффективности основного органа будет недостаточно для их парирования.

Приближенный анализ динамики процесса управления перегрузкой может быть произведен на основе линеаризованных уравнений движения самолета с учетом того, что динамика вращательного движения с высокой степенью точности описывается уравнением (6):

= a_yKn_y,

= -K+ K _{z зад},

= _z

= -Kn_y , где заменено на выражение = Kn_y= n_y

Заданное значение _{z зад} определяется выражением



Тогда передаточная функция W ^зад(P) имеет следующий вид: W ^зад(P) =

Ее анализ показывает, что динамика замкнутого контура управления избыточной перегрузкой аналогична динамике астатических автоматов продольной устойчивости, проблема выбора параметров для которых достаточно широко исследована.