система управления боковым движением легкого самолета
Классы МПК: | G05D1/08 управление пространственным положением объекта, например управление по крену, тангажу и(или) скольжению B64C13/18 с автопилотом |
Автор(ы): | Романенко Л.Г., Романенко Г.Л., Ганева А.А., Зайцев С.В. |
Патентообладатель(и): | Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева |
Приоритеты: |
подача заявки:
2000-07-26 публикация патента:
10.12.2001 |
Изобретение относится к системам автоматического регулирования полета и предназначено для стабилизации бокового движения легкого самолета. Технический результат заключается в уменьшении погрешности определения угла крена. Система управления боковым движением легкого самолета содержит первый и второй датчики угловой скорости крена, четыре сумматора, три усилителя, привод элеронов, датчик положения элеронов, первый и второй датчики угловой скорости рыскания, датчик положения руля направления, программное устройство, вычислитель значений угла крена, акселерометр, датчик скорости полета, датчик высоты полета, задатчик, четыре масштабирующих усилителя, два инвертора, два нелинейных блока. 6 ил.
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6
Формула изобретения
Система управления боковым движением легкого самолета, содержащая первый датчик угловой скорости крена, последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель и привод элеронов, датчик положения элеронов, вход которого связан с выходом привода элеронов, а выход с вторым входом первого сумматора, первый датчик угловой скорости рыскания, последовательно соединенные второй сумматор, второй усилитель и привод руля направления, датчик положения руля направления, вход которого связан с выходом привода руля направления, а выход - с вторым входом второго сумматора, программное устройство, первый и второй выходы которого связаны с третьими входами соответственно первого и второго сумматоров, вычислитель значений угла крена, акселерометр, датчик скорости полета, датчик высоты полета и задатчик, выходы которых связаны соответственно с вторым, третьим, четвертым и пятым входами вычислителя значений угла крена, седьмой вход которого соединен с выходом датчика положения руля направления, отличающаяся тем, что дополнительно введен второй датчик угловой скорости крена, подключенный к третьему входу третьего сумматора через последовательно соединенные первый масштабирующий усилитель, первый инвертор, первый нелинейный блок, второй вход третьего сумматора соединен с выходом первого масштабирующего усилителя, первый вход соединен через второй масштабирующий усилитель с выходом первого датчика угловой скорости крена, а выход соединен с первым входом блока вычислений значений угла крена и первым входом первого сумматора, второй датчик угловой скорости рыскания, подключенный к третьему входу четвертого сумматора через последовательно соединенные четвертый масштабирующий усилитель, второй инвертор, второй нелинейный блок, второй вход четвертого сумматора соединен с выходом четвертого масштабирующего усилителя, первый вход соединен через третий масштабирующий усилитель с выходом первого датчика угловой скорости рыскания, а выход соединен с шестым входом блока вычислений значений угла крена и первым входом второго сумматора, четвертый вход первого сумматора предназначен для подачи сигнала с выхода вычислителя значений угла крена, при этом первый и второй нелинейные блоки выполнены с возможностью реализации зависимости![система управления боковым движением легкого самолета, патент № 2176812](/images/patents/295/2176812/2176812-11t.gif)
где уm - ограниченное значение функции;
а - граница пропорциональности функции, равная значению угловой скорости, при котором первый датчик угловой скорости ложится на упоры;
х - сигнал, поступающий на вход нелинейного блока;
у - сигнал, снимаемый с выхода нелинейного блока.
Описание изобретения к патенту
Изобретение относится к системам автоматического регулирования полета и предназначено для стабилизации бокового движения легкого самолета. Известно устройство, предназначенное для автоматической стабилизации самолета по углам тангажа, крена и рыскания; автоматической стабилизации высоты полета; выполнения разворотов, управления углом наклона траектории - автопилот АП-6Е (Бортовые системы управления полетом. / Под ред. Ю.В. Байбородина. М. : Транспорт, 1975)-[1, стр. 234]. Оно содержит центральную гировертикаль ЦГВ-4, блок демпфирующих гироскопов БДГ-10, гирополукомпас ГПК-52АП, корректор высоты КВ-11, сервоусилитель, рулевая машина. Недостатком данного автопилота при применении на легких и сверхлегких самолетах являются большие массогабаритные показатели применяемой гировертикали. Применение системы автоматического управления полетом на легких и сверхлегких самолетах носит непостоянный характер, вследствие чего применение систем управления, построенных на базе гировертикалей, в некоторых случаях неоправданно по массогабаритным показателям и стоимостным характеристикам. Известно устройство для управления боковым движением малоразмерного летательного аппарата (Авторское свидетельство Российской Федерации N 2042170, 6 G 05 D 1/08, опубл. БИ N 23 от 20.08.95) -[2], которое содержит последовательно соединенные датчик угловой скорости крена, первый сумматор, первый усилитель и привод элеронов, датчик положения элеронов, вход которого связан с выходом привода элеронов, а выход - с вторым входом первого сумматора, последовательно соединенные датчик угловой скорости рыскания, второй сумматор, второй усилитель и привод руля направления, датчик положения руля направления, вход которого связан с выходом привода руля направления, а выход - с вторым входом второго сумматора, радиоприемное устройство, первый и второй выходы которого связаны с третьими входами соответственно первого и второго сумматоров, акселерометр, датчик скорости полета, датчик высоты полета и задатчик, выходы которых связаны соответственно с вторым, третьим, четвертым и пятым входами вычислителя значений угла крена, первый вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости крена, шестой и седьмой входы которого соединены соответственно с выходами датчика угловой скорости рыскания и датчика положения руля направления. Недостатком данного устройства управления боковым движением малоразмерного летательного аппарата являются ограниченные возможности управления боковым движением самолета вследствие неточного определения угла крена в широком диапазоне угловых скоростей крена и рыскания, так как невозможно совместить высокую чувствительность с широким диапазоном изменений угловых скоростей при использовании одного гироскопического датчика угловой скорости. Известно, что минимально измеряемая гироскопическим датчиком угловая скорость составляет примерно 1% от максимальной измеряемой угловой скорости. Формула соотношения максимальной и минимальной угловой скорости для поплавковых гироскопов![система управления боковым движением легкого самолета, патент № 2176812](/images/patents/295/2176812/2176812-2t.gif)
где
![система управления боковым движением легкого самолета, патент № 2176812](/images/patents/295/2176072/916.gif)
![система управления боковым движением легкого самолета, патент № 2176812](/images/patents/295/2176026/8776.gif)
![система управления боковым движением легкого самолета, патент № 2176812](/images/patents/295/2176812/2176812-3t.gif)
где ym - ограниченное значение функции, a - граница пропорциональности функции, равная значению угловой скорости, при котором первый датчик угловой скорости ложится на упоры, x - сигнал, поступающий на вход нелинейного блока, y - сигнал, снимаемый с выхода нелинейного блока. Сущность изобретения поясняется на фиг. 1, фиг. 2, фиг. 3, фиг. 4, фиг. 5 и фиг. 6. На фиг.1 представлена блок-схема системы управления боковым движением легкого самолета. На фиг. 2 - характеристика работы первого датчика угловой скорости крена. На фиг. 3 - характеристика работы второго датчика угловой скорости крена. На фиг. 4 - характеристика работы третьего сумматора. На фиг. 5 - характеристика работы первого нелинейного блока. На фиг. 6 - сумма сигналов на втором и третьем входах третьего сумматора. Система управления боковым движением легкого самолета содержит первый датчик угловой скорости крена 1, последовательно соединенные первый сумматор 2, первый усилитель 3 и привод элеронов 4, датчик положения элеронов 5, вход которого связан с выходом привода элеронов 4, а выход с вторым входом первого сумматора 2, первый датчик угловой скорости рыскания 7, последовательно соединенные второй сумматор 8, второй усилитель 9 и привод руля направления 10, датчик положения руля направления 11, вход которого связан с выходом привода руля направления 10, а выход - с вторым входом второго сумматора 8, программное устройство 6, первый и второй выходы которого связаны с третьими входами соответственно первого 2 и второго сумматоров 8, вычислитель значений угла крена 12, акселерометр 13, датчик скорости полета 14, датчик высоты полета 15 и задатчик 16, выходы которых связаны соответственно с вторым, третьим, четвертым и пятым входами вычислителя значений угла крена 12, седьмой вход которого соединен с выходом датчика положения руля направления 11, дополнительно введенные второй датчик угловой скорости крена 17, подключенный к третьему входу третьего сумматора 20 через последовательно соединенные первый масштабирующий усилитель 18, первый инвертор 21, первый нелинейный блок 22, второй вход третьего сумматора 20 соединен с выходом первого масштабирующего усилителя 18, первый вход соединен через второй масштабирующий усилитель 19 с выходом первого датчика угловой скорости крена 1, а выход соединен с первым входом блока вычислений значений угла крена 12 и первым входом первого сумматора 2, второй датчик угловой скорости рыскания 23, подключенный к третьему входу четвертого сумматора 26 через последовательно соединенные четвертый масштабирующий усилитель 24, второй инвертор 27, второй нелинейный блок 28, второй вход четвертого сумматора 26 соединен с выходом четвертого масштабирующего усилителя 24, первый вход соединен через третий масштабирующий усилитель 25 с выходом первого датчика угловой скорости рыскания 7, а выход соединен с шестым входом блока вычислений значений угла крена 12 и первым входом второго сумматора 8, четвертый вход первого сумматора 2 предназначен для подачи сигнала с выхода вычислителя значений угла крена 12, при этом первый и второй нелинейные блоки выполнены с возможностью реализации зависимости
![система управления боковым движением легкого самолета, патент № 2176812](/images/patents/295/2176812/2176812-4t.gif)
где ym - ограниченное значение функции, a - граница пропорциональности функции, равная значению угловой скорости, при котором первый датчик угловой скорости ложится на упоры, x - сигнал, поступающий на вход нелинейного блока, y - сигнал, снимаемый с выхода нелинейного блока. Характеристика работы первого датчика угловой скорости крена на фиг. 2 содержит следующие обозначения: ym - ограниченное значение выходного сигнала, a - граница пропорциональности, равная значению угловой скорости, при котором датчик угловой скорости ложится на упоры, a0 - минимальное измеряемое значение угловой скорости, x - сигнал на входе датчика угловой скорости, y - сигнал на выходе датчика угловой скорости. Характеристика работы второго датчика угловой скорости крена на фиг. 3 содержит обозначения: ym2 - ограниченное значение выходного сигнала, b - граница пропорциональности, равная значению угловой скорости, при котором датчик угловой скорости ложится на упоры, b0 - минимальное измеряемое значение угловой скорости, x - сигнал на входе датчика угловой скорости, y - сигнал на выходе датчика угловой скорости. Характеристика работы третьего сумматора на фиг. 4 содержит следующие обозначения: ym - ограниченное значение выходного сигнала с первого датчика угловой скорости крена, ym2 - ограниченное значение выходного сигнала со второго датчика угловой скорости крена, a - граница пропорциональности, равная значению угловой скорости, при котором первый датчик угловой скорости ложится на упоры, b - граница пропорциональности, равная значению угловой скорости, при котором второй датчик угловой скорости ложится на упоры, a0 - минимальное измеряемое вторым датчиком угловой скорости крена значение угловой скорости, x - сигнал на входе блока, y - сигнал на выходе блока. Характеристика работы первого нелинейного блока на фиг. 5 содержит следующие обозначения: a - граница пропорциональности, равная значению угловой скорости, при котором первый датчик угловой скорости ложится на упоры, b0 - минимальное измеряемое вторым датчиком угловой скорости крена значение угловой скорости, ym - ограниченное значение выходного сигнала с первого датчика угловой скорости крена, x - сигнал на входе блока, y - сигнал на выходе блока. Сумма сигналов на втором и третьем входах третьего сумматора на фиг. 6 содержит обозначения: a - граница пропорциональности, равная значению угловой скорости, при котором первый датчик угловой скорости ложится на упоры, b - граница пропорциональности, равная значению угловой скорости, при котором второй датчик угловой скорости ложится на упоры, ym3 = ym2 - ym. Система управления боковым движением легкого самолета работает следующим образом. В системе реализованы законы управления с жесткой обратной связью. Законы управления имеют вид
в канале руля направления
![система управления боковым движением легкого самолета, патент № 2176812](/images/patents/295/2176812/2176812-5t.gif)
в канале элеронов
![система управления боковым движением легкого самолета, патент № 2176812](/images/patents/295/2176812/2176812-6t.gif)
где
![система управления боковым движением легкого самолета, патент № 2176812](/images/patents/295/2176068/948.gif)
![система управления боковым движением легкого самолета, патент № 2176812](/images/patents/295/2176068/948.gif)
![система управления боковым движением легкого самолета, патент № 2176812](/images/patents/295/2176812/2176812-7t.gif)
UН, UЭ - сигналы задатчика режимов движения самолета. На пилотируемом летательном аппарате роль программного устройства (задающего устройства) 6 играют задатчики сигналов в каналы руля направления и элеронов, расположенные на пульте управления автопилота. Чувствительными элементами системы управления боковым движением легкого самолета являются датчики угловой скорости крена 1, 17 и рыскания 7, 23, акселерометр 13, датчик скорости полета 14, датчик высоты полета 15. Датчик угловой скорости крена 1 обладает меньшей зоной застоя по сравнению с датчиком угловой скорости крена 17, однако при этом имеет и меньший рабочий диапазон. Рабочая характеристика датчика угловой скорости крена 1 представлена на фиг. 2. Область (-a0, a0) является зоной нечувствительности данного датчика. Участки [-a, -a0] и [a0, a] являются рабочей зоной датчика угловой скорости. Участки (-
![система управления боковым движением легкого самолета, патент № 2176812](/images/patents/295/2176103/8734.gif)
![система управления боковым движением легкого самолета, патент № 2176812](/images/patents/295/2176103/8734.gif)
![система управления боковым движением легкого самолета, патент № 2176812](/images/patents/295/2176103/8734.gif)
![система управления боковым движением легкого самолета, патент № 2176812](/images/patents/295/2176103/8734.gif)
![система управления боковым движением легкого самолета, патент № 2176812](/images/patents/295/2176812/2176812-8t.gif)
где ym - ограниченное значение функции, a - граница пропорциональности функции, равная значению угловой скорости крена, при котором датчик угловой скорости крена 1 ложится на упоры, x - сигнал, поступающий на вход нелинейного блока 22, y - сигнал, снимаемый с выхода нелинейного блока 22. Характеристика работы нелинейного блока 22 показана на фиг. 5. С выхода блока сигнал поступает на третий вход третьего сумматора 20. Сумма сигналов на втором и третьем входе сумматора представлена на фиг. 6. Таким образом, пока датчик угловой скорости крена 1 не лег на упоры, то есть не вошел в зону ограничения, сигналы, поступающие на второй и третий входы третьего сумматора 20, равны по модулю, но противоположны по фазе. Их сумма будет равна нулевому значению, значит в этом случае они не оказывают никакого влияния на сигнал, снимаемый с выхода третьего сумматора 20. Это характеризуется областью (-a, a) на фиг. 6. При этом с выхода сумматора 20 будет сниматься сигнал, равный сигналу на выходе второго масштабирующего усилителя 19. Это характеризуется участками рабочей зоны (-a,-a0) и (a0, a) на фиг. 4, представляющей графическое изображение зависимости значений на выходе сумматора 20 от угловой скорости крена легкого самолета. При нарастании угловой скорости крена и достижении ей значения
![система управления боковым движением легкого самолета, патент № 2176812](/images/patents/295/2176812/2176812-9t.gif)
![система управления боковым движением легкого самолета, патент № 2176812](/images/patents/295/2176812/2176812-10t.gif)
Класс G05D1/08 управление пространственным положением объекта, например управление по крену, тангажу и(или) скольжению