способ автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата

Формула изобретения

Способ автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата, предусматривающий использование астатического автомата продольного управления, отличающийся тем, что формируют ограничение заданного значения нормальной перегрузки как минимальное из значений, соответствующих максимальному углу атаки и максимальной угловой скорости тангажа, зависящих от высоты и скорости полета, формируют ограничение рассогласования между ограниченным заданным и текущим значениями нормальной перегрузки, зависящими от высоты и скорости полета, динамически ограничивают суммарный управляющий сигнал астатического автомата продольного управления и дополнительно суммируют его с демпфирующим сигналом угловой скорости тангажа.

Описание изобретения к патенту

Заявляемое изобретение относится к способам автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата, в частности к способам управления продольным движением высокоманевренного летательного аппарата.

Известны способы автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата. Подобные способы описаны, например, в патенте RU 2310899, G05D 1/08, опубл. 20.11.2007, книгах: Оболенский Ю.Г. Управление полетом маневренных самолетов. - М.: Воениздат, филиал, 2007, с.248-260; Михалев И.А. и др. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987, с.186.

К недостаткам известных способов автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата следует отнести тот факт, что применительно к высокоманевренным летательным аппаратам, к которым предъявляются достаточно высокие требования по точности управления, они не обеспечивают ограничения предельных значений угла атаки, угловой скорости и углового ускорения тангажа, а также требуемых характеристик управляемости во всем диапазоне изменения управляющего сигнала. Последний недостаток связан с тем, что, при использовании известных способов, в случае больших управляющих воздействий исполнительный привод объекта управления выходит на предельные значения, и происходит размыкание цепей по сигналам обратных связей.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому является способ автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата, реализованный в системе автоматического управления, представленной в книге Михалева И.А. и др. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987, с.186. Однако данному способу присущи недостатки, описанные выше.

Целью настоящего изобретения является ограничение предельных значений угла атаки, угловой скорости и углового ускорения тангажа, а также обеспечение требуемых характеристик управляемости во всем диапазоне изменения управляющего сигнала.

Поставленная цель достигается за счет того, что согласно предлагаемому способу автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата, предусматривающего использование астатического автомата продольного управления, формируют ограничение заданного значения нормальной перегрузки как минимальное из значений, соответствующих максимальному углу атаки и максимальной угловой скорости тангажа, зависящих от высоты и скорости полета, формируют ограничение рассогласования между ограниченным заданным и текущим значениями нормальной перегрузки, зависящими от высоты и скорости полета, динамически ограничивают суммарный управляющий сигнал астатического автомата продольного управления и дополнительно суммируют его с демпфирующим сигналом угловой скорости тангажа.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена блок-схема системы, реализующей заявляемый способ автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата.

Данная система содержит вычислитель 1 заданных траекторных значений перегрузки, датчик 2 нормальной перегрузки, датчик 3 угловой скорости тангажа, первый управляемый ограничитель 4, первый сумматор 5, второй управляемый ограничитель 6, интегрирующее устройство 7, второй, третий, четвертый и пятый сумматоры 8, 9, 10 и 11, динамический ограничитель 12, исполнительный привод 13, изодромный фильтр 14, бесплатформенную инерциальную систему (БИНС) 15, первый, второй и третий функциональные блоки 16, 17 и 18 и схему 19 «минимум».

При автоматическом управлении полетом высокоманевренного летательного аппарата на выходе вычислителя 1 заданных траекторных значений перегрузки формируют сигнал, соответствующий необходимому изменению пространственного положения летательного аппарата. Изменение пространственного положения сопровождается изменением нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа, которые фиксируются датчиками 2 и 3 нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа. Сигнал с выхода вычислителя 1 заданных траекторных значений перегрузки подают через первый управляемый ограничитель 4 на второй вход первого сумматора 5. Отметим, что с помощью данного управляемого ограничителя 4 осуществляют ограничение предельных значений угла атаки и угловой скорости тангажа. На первый вход первого сумматора 5 подают сигнал с датчика 2 нормальной перегрузки. Сигнал рассогласования между текущим и заданным значениями нормальной перегрузки с выхода первого сумматора 5 через второй управляемый ограничитель 6, осуществляющий ограничение предельных значений углового ускорения тангажа, подают на первый вход интегрирующего устройства 7, осуществляющего астатическое управление нормальной перегрузкой. Сигнал с выхода интегрирующего устройства 7 подают на второй вход второго сумматора 8, на первый вход которого подают сигнал обратной связи с датчика 2 нормальной перегрузки. Сигнал с выхода второго сумматора 8 подают на второй вход третьего сумматора 9, на первый вход которого поступает демпфирующий сигнал с датчика 3 угловой скорости тангажа.

Для повышения устойчивости в системе используют изодромный фильтр 14, на вход которого подают сигнал с датчика 3 угловой скорости тангажа, а сигнал с его выхода подают на первый вход четвертого сумматора 10.

Для обеспечения удовлетворительных характеристик управляемости при больших управляющих воздействиях осуществляют защиту исполнительного привода 13 объекта управления от выхода на предельные значения, приводящие к размыканию системы по сигналам обратных связей, что является причиной ухудшения характеристик управляемости. Чтобы этого не происходило, в систему введен динамический ограничитель 12, на вход которого подают сигнал с выхода четвертого сумматора 10, а сигнал с его выхода подают на второй вход интегрирующего устройства 7. Если уровень управляющего сигнала на выходе четвертого сумматора 10 по абсолютной величине больше предельного, на выходе интегрирующего устройства 7 формируют сигнал, при котором сумма всех сигналов сумматора 10 равнялась бы этому предельному значению. Сигнал с выхода четвертого сумматора 10 подают на первый вход пятого сумматора 11, на втором входе которого всегда присутствует демпфирующий сигнал датчика 3 угловой скорости тангажа. Так как знаки данных сигналов противоположны, исполнительный привод 13 объекта управления, на вход которого поступает сигнал с выхода пятого сумматора 11, никогда не выходит на предельные значения.

Система также снабжена БИНС 15, выход которой по сигналу скорости подключен к первым, а выход по сигналу высоты - к вторым входам функциональных блоков 16, 17 и 18, при этом на выходах первого и второго функциональных блоков 16 и 17 формируют сигналы максимального значения перегрузок, соответствующие максимально допустимому значению угла атаки и максимально допустимому значению угловой скорости тангажа соответственно. Отметим, что данные максимальные значения перегрузок зависят от высоты и скорости полета. На выходе третьего функционального блока 18 формируют сигнал, равный величине ограничения сигнала рассогласования между текущим и заданным значениями перегрузки. Сформированный сигнал, зависящий от величин скорости и высоты полета, с выхода третьего функционального блока 18 подают на второй вход второго ограничителя 6, изменяют величину данного ограничения и, тем самым, ограничивают максимальную величину углового ускорения.

Кроме того, в системе предусмотрена схема 19 «минимум», на первый вход которой подают сигнал с выхода первого функционального блока 16, а на второй вход - сигнал с выхода второго функционального блока 17.

Сигнал, соответствующий минимальному из двух максимальных значений заданной перегрузки, с выхода схемы 19 «минимум» подают на второй вход первого управляемого ограничителя 4, осуществляя ограничение заданных значений перегрузки, при этом ограничивая максимальный угол атаки либо угловую скорость тангажа объекта управления.

Для реализации заявленного способа автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата не требуется специального оборудования. Способ может быть реализован с использованием стандартных датчиков угловых скоростей и нормальной перегрузки. Функции вычислителей системы и БИНС могут быть реализованы с помощью БЦВМ.

Как показали результаты моделирования способа автоматического управления с использованием предлагаемого технического решения, обеспечивается возможность ограничения предельных значений угла атаки, угловой скорости и углового ускорения тангажа, а также обеспечиваются требуемые характеристики управляемости во всем диапазоне изменения управляющего сигнала.

Таким образом, предлагаемый способ реализуем и применим, в частности, для высокоточного высокоманевренного объекта управления.

В настоящее время изготавливаются первые образцы системы, реализующей заявляемый способ.