Claims (25)
1. Способ управления двухдвигательным самолетом, согласно которому управляющие сигналы с поста управления летчика поступают на аэродинамические органы управления самолета и газодинамические органы управления, представляющие собой регулируемые сопла, которые обеспечивают отклонение вектора тяги, обработку и формирование управляющих сигналов производят в вычислительной системе, при этом управляющие сигналы для каждого из органов управления корректируют по высотно-скоростным параметрам и углу атаки, а формирование требуемого отклонения вектора тяги осуществляют посредством отклонения регулируемых сопел правого и левого двигателей приводами газодинамических органов, отличающийся тем, что управляющие сигналы с поста управления летчика разделяют на два тракта, тракт дистанционного управления аэродинамическими органами и тракт отклонения вектора тяги, и подают в вычислительную систему, разделенную на две функциональные вычислительные подсистемы, основную и дополняющую, первые - в основную, а вторые - в дополняющую; в основной вычислительной подсистеме, во всем диапазоне высот и скоростей полета, производят обработку и формирование управляющих сигналов тракта дистанционного управления аэродинамическими органами, идущих на рулевые приводы аэродинамических органов, осуществляя воздействие на такие параметры полета, как угловые скорости, углы атаки и скольжения, нормальная и боковая перегрузки, изменяя и поддерживая их в допустимых пределах, а также на параметры изменения траектории полета, такие как углы тангажа, крена и рыскания, скорость и высота полета; при малых скоростях полета и больших углах атаки в работу включают дополняющую вычислительную подсистему, в которой производят обработку и формирование управляющих сигналов тракта отклонения вектора тяги, идущих на приводы газодинамических органов; обе вычислительные подсистемы работают в общем информационном поле, а в части выхода на органы управления - совместно и независимо одна от другой, при этом управление самолетом осуществляют за счет совместного функционирования аэродинамических и газодинамических органов, создавая управляющие моменты в продольной, поперечной и горизонтальной плоскостях самолета, и реализуя управление по каналам тангажа, рыскания и крена; при этом в каждой из вычислительных подсистем сигналы по тангажу, крену и рысканию суммируют с сигналами от датчиков параметров полета, которые используют как обратную связь для улучшения характеристик устойчивости и управляемости полетом, причем в качестве обратных связей для сигналов, поступающих в основную вычислительную подсистему, используют сигналы, поступающие от датчиков угловых скоростей, углов атаки скольжения, нормальной и боковой перегрузок, а для сигналов, поступающих в дополняющую вычислительную подсистему, используют сигналы, поступающие от датчиков угловых скоростей, углов атаки и скольжения; сформированные таким образом сигналы подают, первые - на вход рулевых приводов аэродинамических органов, а вторые через блока управления приводов газодинамических органов, в котором производят синхронизацию и динамическую коррекцию движений приводов газодинамических органов, - на вход приводов газодинамических органов.1. A control method for a twin-engine aircraft, according to which control signals from the pilot's control station are transmitted to the aerodynamic controls of the aircraft and gas-dynamic controls, which are adjustable nozzles that provide thrust vector deviation, processing and generation of control signals are performed in a computer system, while control signals for each of the controls are adjusted for altitude and speed parameters and angle of attack, and the formation of the required deviation the thrust vector is carried out by deflecting the adjustable nozzles of the right and left engines by the drivers of gas-dynamic organs, characterized in that the control signals from the pilot's control station are divided into two paths, the remote control path of the aerodynamic organs and the thrust vector deflection path, and fed to the computing system, divided into two functional computing subsystems, the main and complementary, the first to the main, and the second to the complementary; in the main computational subsystem, in the entire range of altitudes and flight speeds, the control signals of the aerodynamic organs remote control path going to the steering actuators of the aerodynamic organs are processed and generated, affecting such flight parameters as angular velocities, angles of attack and slip, normal and lateral overload, changing and maintaining them within acceptable limits, as well as on the parameters of changing the flight path, such as pitch, roll and yaw angles, speed and height flight at low flight speeds and large angles of attack, an additional computational subsystem is included in the work, in which the thrust vector deviation path signals to the drives of the gas-dynamic organs are processed and generated control signals; both computing subsystems work in a common information field, and in terms of access to control elements, they are jointly and independently one from the other, while the aircraft is controlled by the joint functioning of aerodynamic and gas-dynamic bodies, creating control moments in the longitudinal, transverse and horizontal planes of the aircraft, and implementing control over the pitch, yaw and roll channels; at the same time, in each of the computational subsystems, pitch, roll, and yaw signals are summed with the signals from the flight parameter sensors, which are used as feedback to improve the stability and controllability characteristics of the flight, and, as feedbacks for signals entering the main computational subsystem, signals coming from sensors of angular velocities, angle of attack of sliding, normal and lateral overloads, and for signals arriving at the complementary computing subsystem, use ignals coming from angular velocity sensors, angle of attack and slip; The signals generated in this way feed the first to the input of the steering drives of the aerodynamic organs, and the second through the control unit of the drives of the gas-dynamic organs, in which the movements of the drives of the gas-dynamic organs are synchronized and dynamically corrected - to the input of the drives of the gas-dynamic organs.
2. Способ управления по п.1, отличающийся тем, что дополняющую вычислительную подсистему включают в работу, на скоростях полета qсж≤150 кг/см2, независимо от текущего значения угла атаки, а при qсж>150 кг/см2 - в диапазоне углов атаки от 15 до 20°, где qсж - сжимаемый скоростной напор; на углах атаки свыше 20° дополняющая вычислительная подсистема работает независимо от скорости полета.2. The control method according to claim 1, characterized in that the complementary processing subsystem include work to ≤150 q compression channel flight speeds kg / cm 2, regardless of the current values of the angle of attack, and when q SJ> 150 kg / cm2 - at angles of attack ranging from 15 to 20 °, where q SJ - compressible velocity head; at angles of attack greater than 20 °, the complementary computing subsystem works regardless of flight speed.
3. Способ управления по п.1 или 2, отличающийся тем, что дополняющую вычислительную подсистему отключают при скорости полета Vпр≥600 км/ч, где Vпр - приборная скорость полета.3. The control method according to claim 1 or 2, characterized in that the complementary computing subsystem is turned off at a flight speed of Vpr≥600 km / h, where Vpr is the instrumental flight speed.
4. Способ управления по п.1 или 2, отличающийся тем, что требуемое отклонение вектора тяги осуществляют в зависимости от получаемой в полете оценки текущей эффективности тяги правого и левого двигателей.4. The control method according to claim 1 or 2, characterized in that the required deviation of the thrust vector is carried out depending on the assessment of the current thrust efficiency of the right and left engines received in flight.
5. Способ управления по п.1 или 2, отличающийся тем, что требуемое отклонение вектора тяги осуществляют с учетом режима работы каждого двигателя, изменяя при этом входные сигналы на каждый привод газодинамических органов в зависимости от диаметра критической части регулируемого сопла и приемистости двигателя.5. The control method according to claim 1 or 2, characterized in that the required deviation of the thrust vector is carried out taking into account the operating mode of each engine, while changing the input signals to each drive of the gas-dynamic organs depending on the diameter of the critical part of the adjustable nozzle and engine throttle response.
6. Способ управления по п.1, отличающийся тем, что сигналы от датчика угловых скоростей, используемые в качестве обратной связи в основной вычислительной подсистеме, поступают в нее по каналу цифровой связи из дополняющей вычислительной подсистемы.6. The control method according to claim 1, characterized in that the signals from the angular velocity sensor used as feedback in the main computing subsystem are fed into it via a digital communication channel from the complementary computing subsystem.
7. Способ управления по п.1, отличающийся тем, что сигналы от датчиков углов атаки и скольжения, используемые в качестве обратной связи в дополняющей вычислительной подсистеме, поступают в нее по каналу цифровой связи из вычислителя высотно-скоростных параметров после фильтрации и преобразования в истинные значения углов атаки и скольжения самолета.7. The control method according to claim 1, characterized in that the signals from the sensors of the angle of attack and slip, used as feedback in the complementary computing subsystem, are fed into it via a digital communication channel from a high-speed parameter computer after filtering and converting to true angle of attack and glide of the aircraft.
8. Способ управления по п.1 или 7, отличающийся тем, что сигналы по тангажу, крену и рысканию, поступающие в дополняющую вычислительную подсистему, суммируют в ней с сигналами компенсации весовой составляющей, инерционного и гироскопического моментов, информация для формирования которых в дополняющую вычислительную подсистему поступает из вычислителя высотно-скоростных параметров, навигационной системы самолета и системы управления двигателей.8. The control method according to claim 1 or 7, characterized in that the pitch, roll and yaw signals supplied to the complementary computing subsystem are summed in it with compensation signals for the weight component, inertial and gyroscopic moments, the information for the formation of which in the complementary computing the subsystem comes from the altitude-speed parameters calculator, the aircraft navigation system and the engine control system.
9. Способ управления по п.8, отличающийся тем, что формирование в дополняющей вычислительной подсистеме сигналов компенсации весовой составляющей, инерционного и гироскопического моментов осуществляют в зависимости от проводимой в полете оценки текущей эффективности тяги правого и левого двигателей, тригонометрических зависимостей углов тангажа и крена самолета, моментов инерции и угловых скоростей роторов высокого и низкого давления правого и левого двигателей, для этого в вычислителе высотно-скоростных параметров из сигналов статического и динамического давлений формируются сигналы числа Маха, истинной воздушной скорости, высоты полета и истинного скоростного напора.9. The control method according to claim 8, characterized in that the formation in the complementary computing subsystem of the signals for compensating the weight component, inertial and gyroscopic moments is carried out depending on the assessment of the current thrust efficiency of the right and left engines conducted in flight, the trigonometric dependences of the pitch and roll angles , moments of inertia and angular velocities of the high and low pressure rotors of the right and left engines, for this, in the calculator of altitude-speed parameters from the signal signals At the same time, signals of the Mach number, true airspeed, flight altitude, and true velocity head are generated by the dynamic and dynamic pressures.
10. Способ управления по п.1, отличающийся тем, что отклонение регулируемых сопел обеспечивают за счет отклонения сверхзвуковых створок регулируемого сопла каждого двигателя тремя приводами газодинамических органов посредством перемещения их выходных штоков.10. The control method according to claim 1, characterized in that the deviation of the adjustable nozzles is provided by the deviation of the supersonic valves of the adjustable nozzle of each engine by three drives of gas-dynamic organs by moving their output rods.
11. Способ управления по п.10, отличающийся тем, что для перемещения выходных штоков, управляющих сверхзвуковыми створками сопел, в блоке управления приводов газодинамических органов производят разложение вектора тяги каждого двигателя в двух плоскостях, вертикальной и горизонтальной, на составляющие по ходу движения выходного штока каждого привода газодинамических органов, а затем проводят обратный пересчет от ходов штоков к отклонению вектора тяги в вертикальной и горизонтальной плоскостях двигателя.11. The control method according to claim 10, characterized in that for moving the output rods controlling the supersonic nozzle flaps, the thrust vector of each engine in two planes, vertical and horizontal, is decomposed into components along the output rod in the control unit for the drives of gas-dynamic organs each drive of gas-dynamic organs, and then carry out a counting from the strokes of the rods to the deviation of the thrust vector in the vertical and horizontal planes of the engine.
12. Способ по пп.1, 10 или 11, отличающийся тем, что управление самолетом по каналу тангажа обеспечивают при совместном отклонении сверхзвуковых створок сопла каждого двигателя в продольной плоскости самолета и отклонении стабилизатора; по каналу крена - при дифференциальном отклонении сверхзвуковых створок сопла каждого двигателя в продольной плоскости и дифференциальном отклонении стабилизатора и элеронов; по каналу рыскания - при совместном отклонении сверхзвуковых створок сопла каждого двигателя в поперечной плоскости и отклонении рулей направления.12. The method according to claims 1, 10 or 11, characterized in that the control of the aircraft through the pitch channel is provided with the joint deviation of the supersonic flaps of the nozzle of each engine in the longitudinal plane of the aircraft and the deviation of the stabilizer; along the roll channel - with the differential deviation of the supersonic flaps of the nozzle of each engine in the longitudinal plane and the differential deviation of the stabilizer and ailerons; along the yaw channel - with the joint deviation of the supersonic nozzle flaps of each engine in the transverse plane and the deviation of the rudders.
13. Способ управления по п.1 или 10, отличающийся тем, что синхронизацию движений приводов газодинамических органов осуществляют с учетом положения центра управляющего кольца регулируемого сопла каждого из двигателей, когда центр управляющего кольца остается зафиксированным на оси сопла при перемещении выходного штока каждого из приводов газодинамических органов, а движение всех выходных штоков приводов начинается и заканчивается одновременно, что достигается ограничением сигналов, поступающих на вход приводов газодинамических органов.13. The control method according to claim 1 or 10, characterized in that the synchronization of the movements of the drives of the gas-dynamic organs is carried out taking into account the position of the center of the control ring of the adjustable nozzle of each engine, when the center of the control ring remains fixed on the axis of the nozzle when moving the output rod of each of the gas-dynamic drives organs, and the movement of all output rods of the drives begins and ends simultaneously, which is achieved by limiting the signals received at the input of the drives of the gas-dynamic organ in.
14. Способ управления по п.1 или 10, отличающийся тем, что динамическую коррекцию движений приводов газодинамических органов для каждого регулируемого сопла осуществляют за счет дополнения механической обратной связи в приводах газодинамических органов электрической, получающей сигналы от значений положений выходных штоков каждого из приводов газодинамических органов и скорости их перемещения через датчики обратных связей приводов газодинамических органов.14. The control method according to claim 1 or 10, characterized in that the dynamic correction of the movements of the drives of the gas-dynamic organs for each adjustable nozzle is carried out by supplementing the mechanical feedback in the drives of the gas-dynamic organs by the electric one, which receives signals from the values of the positions of the output rods of each of the drives of the gas-dynamic organs and the speed of their movement through the feedback sensors of the drives of gas-dynamic organs.
15. Система управления двухдвигательным самолетом, содержащая аэродинамические органы управления самолета и газодинамические органы, представляющие собой управляемые приводами газодинамических органов регулируемые сопла правого и левого двигателей с отклоняемым вектором тяги, соединенные с функциональными блоками, включающими вычислительную систему управления аэродинамическими и газодинамическими органами, датчики угла атаки и высотно-скоростных параметров, отличающаяся тем, что вычислительная система выполнена цифровой и состоит из четырех функционально независимых блоков: двух вычислительных подсистем, основной и дополняющей, вычислителя высотно-скоростных параметров и блока управления приводов газодинамических органов, соединенных между собой каналами цифровой связи для обмена информацией по параметрам полета, при этом основная вычислительная подсистема образует тракт дистанционного управления аэродинамическими органами, связанный с рулевыми приводами аэродинамических органов, а дополняющая - тракт отклонения вектора тяги, связанный с приводами газодинамических органов; система управления также дополнительно содержит датчики параметров полета, такие как датчики угла скольжения, нормальной и боковой перегрузок, угловых скоростей, а в качестве датчика высотно-скоростных параметров - датчик статического и динамического давлений, кроме этого система управления содержит ручку управления самолетом и датчики поста управления летчика: положения ручки управления по тангажу и крену, положения педалей для управления по рысканию и положения рычагов управления двигателями, правым и левым; при этом вход основной вычислительной подсистемы соединен с выходами датчиков положения ручки управления по тангажу и крену, с выходами датчиков углов атаки и скольжения, нормальной и боковой перегрузок, а также с выходом дополняющей вычислительной подсистемы для получения сигналов от датчиков угловых скоростей и положения педалей по каналу цифровой связи, а ее выход - со входами рулевых приводов аэродинамических органов управления; вход дополняющей вычислительной подсистемы соединен с выходами датчиков: положения ручки управления по тангажу и крену, положения педалей для управления по рысканию, положения рычагов управления правым и левым двигателями, а также с выходом датчика угловых скоростей, а ее выход каналом цифровой связи - с основной вычислительной подсистемой, и через блок управления приводами газодинамических органов - со входами приводов газодинамических органов управления; вход вычислителя высотно-скоростных параметров соединен с выходами датчиков углов атаки и скольжения и с выходом датчика статического и динамического давлений, а его выход, с помощью каналов цифровой связи, соединен с основной и дополняющей вычислительными подсистемами; при этом регулируемые сопла выполнены с подвижными сверхзвуковыми створками, которые соединены с приводами газодинамических органов.15. A twin-engine aircraft control system comprising aerodynamic aircraft controls and gas-dynamic bodies, which are adjustable nozzles of the right and left engines with a deviating thrust vector controlled by the drives of gas-dynamic bodies, connected to functional blocks including a computer-based control system of aerodynamic and gas-dynamic bodies, angle of attack sensors and high-speed parameters, characterized in that the computing system is digital and consist It consists of four functionally independent units: two computing subsystems, the main and complementary, an altitude-speed parameters calculator and a control unit for the drives of gas-dynamic organs interconnected by digital communication channels for exchanging information on flight parameters, while the main computing subsystem forms a remote control path for aerodynamic bodies associated with the steering drives of aerodynamic bodies, and the complementary one is the thrust vector deflection path associated with the gas drives dynamic organs; the control system also additionally contains sensors of flight parameters, such as sensors of the angle of slip, normal and lateral overloads, angular velocities, and as a sensor of altitude and speed parameters, a sensor of static and dynamic pressure, in addition, the control system contains a control stick for the aircraft and sensors of the control station Pilot: the position of the pitch and roll control knob, the position of the pedals for yaw control and the position of the engine control levers, left and right; while the input of the main computing subsystem is connected to the outputs of the position sensors of the control stick for pitch and roll, with the outputs of the sensors of the angle of attack and slip, normal and lateral overloads, as well as with the output of the complementary computing subsystem for receiving signals from the sensors of angular velocity and position of the pedals along the channel digital communication, and its output - with the inputs of the steering drives of aerodynamic controls; the input of the complementary computing subsystem is connected to the outputs of the sensors: the position of the pitch and roll control knobs, the position of the pedals for yaw control, the position of the control levers of the right and left engines, as well as the output of the angular velocity sensor, and its output by the digital communication channel with the main computing subsystem, and through the control unit for the drives of gas-dynamic bodies - with the inputs of the drives of the gas-dynamic controls; the input of the altitude-speed parameters calculator is connected to the outputs of the angle and angle sensors and the output of the static and dynamic pressure sensors, and its output, using digital communication channels, is connected to the main and complementary computing subsystems; wherein the adjustable nozzles are made with movable supersonic valves, which are connected to the drives of gas-dynamic organs.
16. Система управления по п.15, отличающаяся тем, что каналы цифровой связи, обеспечивающие соединение дополняющей вычислительной подсистемы с основной, с вычислителем высотно-скоростных параметров и с блоком управления приводов газодинамических органов, выполнены с возможностью прохождения сигналов в обоих направлениях.16. The control system according to clause 15, wherein the digital communication channels that connect the complementary computing subsystem to the main one, with an altitude-speed parameters calculator and with a control unit for the drives of gas-dynamic organs, are configured to transmit signals in both directions.
17. Система управления по п.15, отличающаяся тем, что вход дополняющей вычислительной подсистемы связан с навигационной системой самолета и с системой управления двигателями.17. The control system according to clause 15, wherein the input of the complementary computing subsystem is connected to the aircraft navigation system and to the engine control system.
18. Система управления по п.15, отличающаяся тем, что датчики положения ручки управления по тангажу и крену, положения педалей для управления по рысканию и положения рычагов управления двигателями механически связаны с ручкой управления самолетом, педалями и рычагами управления двигателями, соответственно, и электрически - с вычислительной системой.18. The control system according to clause 15, wherein the position sensors of the pitch and roll control knobs, the position of the yaw pedals and the position of the engine control levers are mechanically connected to the aircraft control handle, pedals and engine control levers, respectively, and electrically - with a computing system.
19. Система управления по п.15, отличающаяся тем, что вход дополняющей вычислительной подсистемы соединен с выходом датчика угловых скоростей каналом цифровой связи.19. The control system according to clause 15, wherein the input of the complementary computing subsystem is connected to the output of the angular velocity sensor by a digital communication channel.
20. Система управления по п.15, отличающаяся тем, что подвижные сверхзвуковые створки каждого из регулируемых сопел соединены посредством выходных штоков с тремя приводами газодинамических органов.20. The control system according to clause 15, characterized in that the movable supersonic flaps of each of the adjustable nozzles are connected by means of output rods to three drives of gas-dynamic organs.
21. Система управления по п.15 или 20, отличающаяся тем, что регулируемые сопла в критической части выполнены с управляющим кольцом, соединенным с возможностью фиксации на оси сопла с каждым из выходных штоков приводов газодинамических органов.21. The control system according to item 15 or 20, characterized in that the adjustable nozzles in the critical part are made with a control ring connected with the possibility of fixing on the axis of the nozzle with each of the output rods of the drives of gas-dynamic organs.
22. Система управления по п.15, отличающаяся тем, что аэродинамические органы управления содержат стабилизатор, элероны и рули направления.22. The control system according to clause 15, wherein the aerodynamic controls include a stabilizer, ailerons and rudders.
23. Система управления по п.15, отличающаяся тем, что вход основной вычислительной подсистемы связан с выходами датчиков обратной связи рулевых приводов аэродинамических органов.23. The control system according to clause 15, wherein the input of the main computing subsystem is connected to the outputs of the feedback sensors of the steering drives of aerodynamic organs.
24. Система управления по п.15, отличающаяся тем, что выход блока управления приводов газодинамических органов соединен со входами приводов газодинамических органов, которые через выходные штоки связаны с датчиками обратной связи приводов газодинамических органов, выходы которых соединены со входом блока управления приводов газодинамических органов.24. The control system according to clause 15, wherein the output of the control unit of the drives of gas-dynamic bodies is connected to the inputs of the drives of the gas-dynamic bodies, which are connected via output rods to the feedback sensors of the drives of the gas-dynamic bodies, the outputs of which are connected to the input of the control unit of the drives of gas-dynamic bodies.
25. Система управления по п.15, отличающаяся тем, что цифровая вычислительная система выполнена четырехкратнорезервированной.25. The control system according to clause 15, wherein the digital computer system is made fourfold.