система автоматического управления вертикальной скоростью полета самолета

Формула изобретения

СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ВЕРТИКАЛЬНОЙ СКОРОСТЬЮ ПОЛЕТА САМОЛЕТА, содержащая датчики высоты полета, температуры наружного воздуха и числа Маха, последовательно соединенные задатчик числа Маха, блок формирования программной траектории, блок коррекции программной траектории в функции температуры наружного воздуха, второй вход которого соединен с выходом датчика температуры наружного воздуха, первый сумматор, второй вход которого соединен с выходом датчика числа Маха, и блок формирования сигнала управления рулем высоты, автомат тяги, отличающаяся тем, что, с целью снижения расхода топлива на режиме набора высоты, в нее дополнительно введены датчики вертикальной скорости, последовательно соединенные блок формирования сигнала заданной вертикальной скорости, вход которого соединен с выходом датчика высоты полета и вторым входом блока формирования программной траектории, блок коррекции сигнала заданной вертикальной скорости в функции температуры наружного воздуха, второй вход которого соединен с выходом датчика температуры наружного воздуха, второй сумматор, второй вход которого соединен с выходом датчика вертикальной скорости, а выход - с входом автомата тяги.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системам автоматического управления полетом самолета.

Известна система автоматического управления полетом самолета, обеспечивающая автоматическое управление самолетами в режиме набора высоты, содержащая автопилот, блок программной траектории, задатчик числа Маха, датчики текущего числа Маха и текущей высоты полета.

Недостаток известной системы отсутствие средств автоматизации управления двигателем на режиме набора (снижения) высоты.

Известна система автоматического управления полетом самолета, содержащая автопилот, автомат тяги, блок программной траектории с блоком коррекции, блок программного управления двигателями, датчики текущего числа Маха, текущей высоты полета, температуры наружного воздуха. Данная система принята в качестве прототипа. Система с программным перемещением сектора газа принципиально не обеспечивает выполнение оптимальной характеристики скороподъемности.

Цель изобретения снижение расхода топлива на режимах набора высоты.

На чертеже представлена функциональная схема системы.

Система автоматического управления вертикальной скоростью полета самолета состоит из блока 1 формирования сигнала управления рулем высоты, вход которого подключен через последовательно соединенные первый сумматор 2 и блок 3 коррекции программной траектории в функции температуры наружного воздуха к выходу блока 4 формирования программной траектории, входы которого соединены с датчиком 5 высоты полета и задатчиком 6 числа Маха, блока 7 формирования сигнала заданной вертикальной скорости, вход которого подключен к выходу датчика высоты полета, а выход через последовательно соединенные блок 8 коррекции сигнала заданной вертикальной скорости в функции температуры наружного воздуха и второй сумматор 9 к выходу автомата 10 тяги, датчика 11 температуры наружного воздуха, вход которого подключен к вторым входам блоков коррекции в функции температуры наружного воздуха программной траектории и сигнала заданной вертикальной скорости, датчика 12 вертикальной скорости, выход которого подключен к второму входу второго сумматора 9, датчика 13 числа Маха, выход которого подключен к второму входу первого сумматора 2.

Система работает следующим образом.

Летчик на задатчике 6 числа Маха выставляет требуемое в маршрутном полете значение числа Маха и переводит самолет в режим набора высоты. При этом с блока формирования программной траектории 4 непрерывно снимается электрический сигнал М_пр f(Н_т), поступающий далее в блок 3 коррекции, с выхода которого снимается электрический сигнал М_пр* f(М_пр, t_нв).

В сумматоре 2 формируется сигнал ошибки М, поступающий на вход блока формирования сигнала управления рулем высоты: М М_т М_пр*. Одновременно с выхода блока формирования сигнала заданной вертикальной скорости 7 снимается электрический сигнал V_{у зад} f(Н_т), поступающий в блок 8 коррекции, с выхода которого снимается электрический сигнал V_{у зад}*f(V_y, t_нв).

В сумматоре 9 формируется сигнал ошибки V_y, поступающий на вход автомата тяги 10: V_y V_yт V_{у зад}*.

Предложенная система автоматического управления позволяет по сравнению с базовым объектом обеспечить режим полета по оптимальной траектории набора высоты с заданной скороподъемностью за счет введения замкнутого контура управления вертикальной скоростью путем воздействия через автомат тяги на двигательную установку, что позволяет снизить расход топлива на режим набора высоты с одновременным разгоном самолета.