RU1779638C - Система управлени углом наклона траектории самолета в продольной плоскости в режиме взлета - Google Patents
Система управлени углом наклона траектории самолета в продольной плоскости в режиме взлетаInfo
- Publication number
- RU1779638C RU1779638C SU904824273A SU4824273A RU1779638C RU 1779638 C RU1779638 C RU 1779638C SU 904824273 A SU904824273 A SU 904824273A SU 4824273 A SU4824273 A SU 4824273A RU 1779638 C RU1779638 C RU 1779638C
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- output
- adder
- input
- sensor
- key
- Prior art date
Links
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относитс к системам управлени в продольной плоскости и может найти применение в канале рул высоты дл управлени углом наклона траектории в условии измерени скорости, например в режиме взлета. Целью изобретени вл етс повышение точности при обеспечении заданного изменени скорости. Указанна цель достигаетс за счет того, что в систему управлени углом наклона траектории самолета в продольной плоскости, содержащую последовательно соединенные датчик угла тангажа, первый сумматор, блок формировани сигнала управлени углом наклона траектории и рулевой тракт, а также задат- чик угла тангажа, выход которого соединен с вторым входом первого сумматора, введены последовательно соединенные датчик текущей скорости полета, первый ключ, первое запоминающее устройство, второй сумматор , второй ключ, второе запоминающее устройство, выход которого св зан с третьим входом второго сумматора, инвертор, вход которого св зан с выходом датчика текущей скорости, а выход - с вторым входом второго сумматора, датчик обжати передней стойки шасси, выход которого св зан с управл ющим входом первого сопла, а также датчик поражени закрылков, выход которого св зан с управл ющим входом второго ключа. 1 ил. сл
Description
XI
XI
ю о со
Изобретение относитс к системам управлени в продольной плоскости и может найти применение в канале рул высоты дл управлени углом наклона траектории в услови х изменени скорости, например на этапе взлет.
Известна система управлени углом наклона траектории в услови х изменени скорости.
Указанна система управлени содержит датчики угла тангажа и атаки и сумматор , в котором вычисл ют их разность, а также присоедин емые к выходу сумматора последовательно соединенные ручку управлени и рулевой агрегат. Такие системы управлени чувствительны к ошибкам датчика угла атаки, сигнал с выхода которого необходимо фильтровать, чтобы использовать только низкочастотную составл ющую этого сигнала. Фильтраци этого сигнала вносит запаздывание в определение угла атаки и снижает точность стабилизации угла i:a- клона траектории.
Из известных систем автоматического правлени в продольном канале наиболее лизкой по технической сущности вл етс истема управлени углом наклона траектоии в продольной плоскости на режиме злет. Эта система содержит последоваельно соединенные датчик угла тангажа, умматор, блок формировани сигнала управлени углом наклона траектории и рулевой агрегат, а также задатчик посто нного гла тангажа, присоединенный к второму входу сумматора. В сумматоре вычисл етс разность между текущим и заданным посто нным углом тангажа и летчик измен ет сигнал в блоке формировани сигнала управлени угла наклона траектории и через рулевой агрегат перемещает руль высоты на угол, пропорциональный этой разности . Так как весь этап взлета происходит при непременном увеличении скорости, то при стабилизации заданного посто нного угла тангажа угол наклона траектории будет- увеличиватьс . Увеличение угла наклона траектории в свою очередь замедл ет темп увеличени скорости, что при ограниченных запасах т ги может привести к тому, что самолет не достигает заданного значени скорости.
Цель изобретени - повышение точности при обеспечении заданного изменени скорости.
Дл достижени цели в известную систему управлени , содержащую последовательно соединенные датчик угла тангажа, сумматор, блок формировани сигнала управлени углом наклона траектории и рулевой агрегат, а также задатчик посто нного угла тангажа, присоединенный к второму входу сумматора, ввод тс последовательно соединенные датчик текущей скорости, первый ключ, первое запоминающее устройство , второй сумматор, второй ключ, второе запоминающее устройство, выход которого св зан с третьим входом второго сумматора, инвертор, вход которого св зан с выходом датчика текущей скорости, а выход - с вторым входом второго сумматора, датчик обжати передней стойки шасси, выход которого св зан с управл ющим входом первого ключа, датчик положени закрылков; выход которого св зан с управл ющим входом второго ключа.
На чертеже представлена блок-схема предлагаемой системы управлени углом наклона траектории самолета в продольной плоскости в режиме взлета, где 1 - датчик угла тангажа, 2 - первый сумматор, 3 - блок формировани сигнала управлени углом наклона траектории, А - рулевой агрегат, 5 - задатчик угла тангажа, б - датчик текущей
скорости, 7 - первый ключ, 8 - первое запоминающее устройство, 9 - второй сумматор, 10 - второй ключ, 11 - второе запоминающее устройство, 12 - инвертор, 13 - датчик
обжати передней стойки, 14 - датчик положени закрылков.
Система содержит датчик 1 угла тангажа , соединенный с первым входом первого сумматора 2 и задатчик 5 угла тангажа, присоединенный к второму входу первого сумматора , выход которого через блок 3 формировани сигнала управлени и углом наклона траектории соединен с рулевым агрегатом А, а также датчик 6 текущей скорости полета, присоединенный через последовательно соединенные первый ключ 7, выполненный, например, как триггер , управл ющий вход которого соединен с выходом датчика 13 обжати переднейстойки , выполненным, например, как контактна группа, и первое запоминающее устройство, выполненное, например, как апериодическое звено с малой (Т 0,5 с) посто нной времени, к первому входу второго сумматора 9, второй вход которого через вентил тор 12 присоединен к выходу датчика 6 текущей скорости полета, а выход через второй ключ 10, управл ющий вход которого присоединен к выходу датчика 14
положени закрылков, присоединен к входу второго запоминающего устройства 11, выход которого присоединен к третьему входу первого сумматора 2.
Система работает следующим образом.
В процессе выполнени директорного взлета летчик должен управл ть самолетом таким образом, чтобы удовлетворить одновременно 2 услови м V УзаД;7/ пП ,(1)
где V, Узад - текущее и заданное значени скорости полета соответственно;
/, -текущее и минимально допусти- мое значение градиента скороподъемности соответственно.
Выполнение этих двух условий означает , что летчик должен выдерживать заданный угол наклона траектории. В случае использовани в качестве датчика первичной информации угла тангажа это означает, что в .процессе увеличени скорости угол тангажа необходимо уменьшать.
В процессе выполнени режима .взлет сигнала с датчика 1 угла тангажа поступает на первый вход первого сумматора 2, на второй вход которого поступает сигнал с выхода задатчика 5 угла тангажа, величина которого пропорциональна наперед рассчитанному значению угла тангажа дл скорости V3afl подн ти передней стойки Vn.cr., исход из услови выполн емого неравенства (1).
В процессе разбега по ВПП сигнал на выходе датчика 6 текущей скорости увели- чиваетс . Этот сигнал, проход через замкнутые контакты первого ключа 7, которые размыкаютс при поступлении сигнала на управл ющий вход этого устройства с выхода датчика 13 обжати передней стойки при подъеме передней стойки, поступают непрерывно через первое запоминающее устройство 8 на первый вход второго сумматора 9, на второй вход которого поступает сигнал с выхода датчика 6 через инвер- тор 12, в результате на выходе сумматора 9 сигнал равен нулю и этот же сигнал пр и- ходит через замкнутые контакты второго ключа 10 и второе запоминающее устройство 11 на третий вход первого сумматора 2. При достижении скорости Уп.ст. датчик измен ет сигнал в блоке 3 формировани сигнала управлени углом наклона траектории и через рулевой агрегат 4 перемещает руль высоты до тех пор, пока сигнал на выходе сумматора 2 не станет равным нулю.
После подн ти передней стойки на управл ющий вход первого ключа 7 поступает сигнал с выхода датчика 13 обжати передней стойки и в первом запоминаю- щем устройстве 8 запоминаетс значение скорости V Vn.cr., а на выходе второго сумматора 9 в процессе дальнейшего увеличени скорости образуетс уменьшающийс сигнал Vn.ci. - V. Этот сигнал через второй ключ 10 и второе запоминающее устройство 10 поступает без изменени на третий вход первого сумматора 2. Под действием этого сигнала уменьшаетс сигнал на выходе первого сумматора 2. В результате датчик, об- рабатыва это уменьшающеес по мере увеличени скорости управл ющее воздействие , уменьшает угол тангажа самолета.
Тем самым обеспечиваетс посто нство угла наклона траектории дл обеспече- ни требуемого увеличени скорости. В
процессе увеличени скорости полета происходит уборка закрылков и при уборке их до нул с выхода датчика 14 уборки закрылков на управл ющий вход второго ключа 10 поступает сигнал и в результате на выходе второго запоминающего устройства 11 запоминаетс сигнал, равный его значению в момент уборки закрылков в положение нуль. В результате сигнал на выходе сумматора 2 становитс посто нным в процессе дальнейшего увеличени скорости и тем самым ограничиваетс увеличение скорости. Проведенные исследовани показали, что предлагаема система по сравнению с прототипом, который вл етс базовой моделью , обеспечивает точность выдерживани угла наклона траектории с точностью не хуже +0,5°, что обеспечивает требуемый разгон самолета в режиме взлет.
Claims (1)
- Формула изобретени Система управлени углом наклона траектории самолета о продольной плоскости в режиме взлета, содержаща последовательно соединенные датчик угла тангажа, первый сумматор, блок формировани сигнала управлени углом наклона траектории и рулевой агрегат, а также за- датчик угла тангажа, выход которого соединен с вторым входом первого сумматора, отличающа с тем, что, с целью повышени точности при обеспечении заданного изменени скорости, в.нее введены последовательно соединенные датчик текущей скорости полета, первый ключ, первое запоминающее устройство, второй сумматор , второй ключ, второе запоминающее устройство , выход которого св зан с третьим входом второго сумматора, инвертор, вход которого св зан с выходом датчика текущей скорости, а выход с вторым входом второго сумматора, датчик обжати передней стойки шасси, выход которого св зан с управл ющим входом первого ключа, датчик положени закрылков, выход которого св зан с управл ющим входом второго ключа.3
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU904824273A RU1779638C (ru) | 1990-05-17 | 1990-05-17 | Система управлени углом наклона траектории самолета в продольной плоскости в режиме взлета |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU904824273A RU1779638C (ru) | 1990-05-17 | 1990-05-17 | Система управлени углом наклона траектории самолета в продольной плоскости в режиме взлета |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU1779638C true RU1779638C (ru) | 1992-12-07 |
Family
ID=21513677
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| SU904824273A RU1779638C (ru) | 1990-05-17 | 1990-05-17 | Система управлени углом наклона траектории самолета в продольной плоскости в режиме взлета |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU1779638C (ru) |
-
1990
- 1990-05-17 RU SU904824273A patent/RU1779638C/ru active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Скл нский Ф.И. Динамика полета и управл емость т желых реактивных самолетов. М.: Машиностроение, 1976. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4019702A (en) | Method and apparatus for guiding a jet aircraft in a noise-abated post-takeoff climb | |
| US3814912A (en) | Gust compensation for angle-of-attack reference aircraft speed control system | |
| US5571953A (en) | Method and apparatus for the linear real time estimation of an aircraft center of gravity | |
| EP0037159B1 (en) | Control system for aircraft vertical path guidance | |
| US3822047A (en) | Takeoff and go-around climb-out profile pitch command formulation for aircraft | |
| US11560236B2 (en) | System and method for controlling a takeoff thrust | |
| EP0236587A2 (en) | Time-responsive flight optimization system | |
| US4347572A (en) | Method and apparatus for an aircraft climb-out guidance system | |
| EP0193442A1 (en) | Automatic camber control | |
| US4422147A (en) | Wind shear responsive turbulence compensated aircraft throttle control system | |
| CA1126838A (en) | Method and system for controlling the decelerated approach of an aerodyne | |
| US3652835A (en) | Aircraft glide slope coupler system | |
| US4093158A (en) | Airplane instrument with throttle control selectively regulated by air speed or lift | |
| US4004756A (en) | Automatic flight control means for rotary wing aircraft | |
| US3819999A (en) | Closed loop control system including an integrator and limiting means therefore | |
| GB2097742A (en) | Ground proximity warning system with time based mode switching | |
| NZ203031A (en) | Aircraft ground proximity warning system | |
| US4005835A (en) | Automatic flight control means for rotary wing aircraft having attitude-air speed control | |
| US3994455A (en) | Automatic approach pitch axis control system for aircraft | |
| RU1779638C (ru) | Система управлени углом наклона траектории самолета в продольной плоскости в режиме взлета | |
| GB2141087A (en) | Excessive altitude loss after take-off warning system for rotary wing aircraft | |
| US3295369A (en) | Aircraft take-off systems | |
| US4937571A (en) | System for elaborating an alarm signal on board an aircraft in the event of a mini-tornado | |
| US5519391A (en) | Improper flap position on take-off warning | |
| US4382282A (en) | Trim control system for reduced drag |