RU2176812C1 - Flight aircraft lateral movement control system - Google Patents

Flight aircraft lateral movement control system Download PDF

Info

Publication number
RU2176812C1
RU2176812C1 RU2000119988/09A RU2000119988A RU2176812C1 RU 2176812 C1 RU2176812 C1 RU 2176812C1 RU 2000119988/09 A RU2000119988/09 A RU 2000119988/09A RU 2000119988 A RU2000119988 A RU 2000119988A RU 2176812 C1 RU2176812 C1 RU 2176812C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
input
output
adder
sensor
angular velocity
Prior art date
Application number
RU2000119988/09A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Л.Г. Романенко
Г.Л. Романенко
А.А. Ганева
С.В. Зайцев
Original Assignee
Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева filed Critical Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева
Priority to RU2000119988/09A priority Critical patent/RU2176812C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2176812C1 publication Critical patent/RU2176812C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Navigation (AREA)

Abstract

FIELD: automatic flight control systems for stabilization of lateral movement of light aircraft. SUBSTANCE: system includes first and second roll-rate pick-ups, four adders, three amplifiers, aileron drive, aileron position sensor, first and second yaw-rate pick-ups, rudder position sensor, programmer, bank angle computer, accelerometer, flight velocity transducer, flight altitude transducer, setter, four scalers, two inverters and two non-linear units. EFFECT: reduced error in determination of bank angle. 6 dwg

Description

Изобретение относится к системам автоматического регулирования полета и предназначено для стабилизации бокового движения легкого самолета. The invention relates to automatic flight control systems and is intended to stabilize the lateral movement of a light aircraft.

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. A device is known for automatic stabilization of an airplane at pitch, roll and yaw angles; automatic stabilization of flight altitude; performing U-turns, controlling the angle of inclination of the trajectory - AP-6E autopilot (On-board flight control systems. / Ed. by Yu.V. Bayborodin. M.: Transport, 1975) - [1, p. 234]. It contains a central gyroscope TSGV-4, a block of damping gyroscopes BDG-10, gyrocircuit GPK-52AP, a height corrector KV-11, a servo amplifier, and a steering machine.

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. The disadvantage of this autopilot when used on light and ultralight aircraft is the large overall dimensions of the used gyro vertical. The use of automatic flight control systems on light and ultralight aircraft is inconsistent in nature, as a result of which the use of control systems built on the basis of gyro-verticals is, in some cases, unjustified in terms of weight and size and cost characteristics.

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. A device for controlling the lateral movement of a small aircraft (Author's certificate of the Russian Federation N 2042170, 6 G 05 D 1/08, publ. BI N 23 from 08.20.95) - [2], which contains a series-connected roll angular velocity sensor, the first the adder, the first amplifier and the drive of the ailerons, the aileron position sensor, the input of which is connected to the output of the ailerons drive, and the output - with the second input of the first adder, the yaw rate sensor, the second adder, the second amplifier and the steering wheel drive are connected in series avleniya, rudder position sensor, the input of which is connected with the output of the rudder drive, and the output is with the second input of the second adder, a radio receiver, the first and second outputs of which are connected with the third inputs of the first and second adders, accelerometer, flight speed sensor, sensor flight altitude and a setter, the outputs of which are connected respectively with the second, third, fourth and fifth inputs of the roll angle calculator, the first input of which is connected to the output of the roll angular velocity sensor, the sixth and the seventh inputs of which are connected respectively to the outputs of the yaw rate sensor and rudder position sensor.

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

Figure 00000002

где Δ - погрешность измерения (≈ 0,03) (Г.О. Фриндлер, М.С. Козлов. Авиационные гироскопические приборы, Оборонгиз, 1961)-[3, стр. 255-264].The disadvantage of this device for controlling the lateral movement of a small aircraft is the limited ability to control the lateral movement of the aircraft due to inaccurate determination of the angle of heel in a wide range of angular velocities of roll and yaw, since it is impossible to combine high sensitivity with a wide range of changes in angular velocities when using a single gyroscopic angular velocity sensor. It is known that the minimum angular velocity measured by a gyroscopic sensor is approximately 1% of the maximum measured angular velocity. The formula for the ratio of the maximum and minimum angular velocity for float gyroscopes
Figure 00000002

where Δ is the measurement error (≈ 0.03) (G.O. Frindler, M.S. Kozlov. Aviation gyroscopic devices, Oborongiz, 1961) - [3, p. 255-264].

Для расширения возможностей управления боковым движением легкого самолета необходимо более точное вычисление угла крена в широким диапазоне изменений угловых скоростей. Для решения этой задачи можно использовать датчики угловых скоростей оптико-волоконного типа. Эти датчики имеют низкий порог чувствительности и большой диапазон измерения скоростей. Однако они являются очень дорогими для применения на легких и сверхлегких самолетах. При этом они обладают большими массогабаритными показателями и требуют высоковольтного питания. Поэтому предлагается использовать малогабаритные гироскопические датчики, объединенные при помощи согласующей структуры. Они позволят обеспечить низкий порог чувствительности и достаточно большой диапазон измерения угловых скоростей. Один из двух гироскопических датчиков обладает низким порогом чувствительности, а другой обеспечивает большой диапазон измерения скоростей. Объединение двух гироскопических датчиков угловых скоростей в сравнении с оптико-волоконным датчиком угловой скорости будет выгодно отличаться по массе, габаритам и стоимости. To expand the ability to control the lateral movement of a light aircraft, it is necessary to more accurately calculate the angle of heel over a wide range of angular velocity changes. To solve this problem, you can use the angular velocity sensors of the fiber-optic type. These sensors have a low sensitivity threshold and a wide range of speed measurements. However, they are very expensive for use on light and ultralight aircraft. At the same time, they have large overall dimensions and require high-voltage power. Therefore, it is proposed to use small-sized gyroscopic sensors combined using a matching structure. They will provide a low threshold of sensitivity and a sufficiently large range of measurement of angular velocities. One of the two gyroscopic sensors has a low sensitivity threshold, and the other provides a wide range of speed measurements. The combination of two gyroscopic angular velocity sensors in comparison with the fiber-optic angular velocity sensor will favorably differ in weight, dimensions and cost.

Получение сигнала, пропорционального отклонению от заданного курса в системах управления боковым движением не представляет проблемы при использовании негироскопических датчиков (Авторское свидетельство Российской Федерации N 2077824, 6 G 08 G 5/00, опубл. БИ N 11 от 20.04.97) - [4]. Obtaining a signal proportional to the deviation from the set course in the lateral motion control systems does not present a problem when using non-gyroscopic sensors (Author's certificate of the Russian Federation N 2077824, 6 G 08 G 5/00, publ. BI N 11 from 04/20/97) - [4] .

Ставится задача расширения возможности управления боковым движением легкого самолета в широком диапазоне изменений угловых скоростей крена и рыскания путем уменьшения погрешности определения угла крена. The task is to expand the ability to control the lateral movement of a light aircraft in a wide range of changes in the angular velocities of roll and yaw by reducing the error in determining the angle of heel.

Поставленная задача достигается тем, что в устройство, содержащее 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, 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

Figure 00000003

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.The problem is achieved in that in a device containing a first roll angular velocity sensor, a first adder, a first amplifier and ailerons drive connected in series, ailerons position sensor, the input of which is connected to the output of the ailerons drive, and the output - with the second input of the first adder, the first sensor yaw rate, second adder, second amplifier and rudder drive connected in series, rudder position sensor, the input of which is connected to the output of the rudder drive, and the output is connected to the the second input of the second adder, a software device whose first and second outputs are connected to the third inputs of the first and second adders, respectively, a roll angle calculator, an accelerometer, a flight speed sensor, a flight altitude sensor and a knob, the outputs of which are associated with the second, third, fourth and the fifth inputs of the roll angle calculator, the seventh input of which is connected to the output of the rudder position sensor, a second roll angle sensor connected to the third input is additionally introduced Ode of the third adder through series-connected first scaling amplifier, first inverter, first non-linear block, the second input of the third adder is connected to the output of the first scaling amplifier, the first input is connected through the second scaling amplifier to the output of the first roll angular velocity sensor, and the output is connected to the first input of the block calculating the values of the roll angle and the first input of the first adder, the second yaw rate sensor connected to the third input of the fourth adder through the fourth scaling amplifier, the second inverter, the second nonlinear block, the second input of the fourth adder are connected to the output of the fourth scaling amplifier, the first input is connected through the third scaling amplifier to the output of the first yaw rate sensor, and the output is connected to the sixth input of the heel angle calculation unit and the first input of the second adder, the fourth input of the first adder is designed to supply a signal from the output of the calculator of the roll angle values, while the first and second ineynye blocks executed to implement a function
Figure 00000003

where y m is the limited value of the function, a is the proportionality limit of the function, equal to the value of the angular velocity at which the first angular velocity sensor rests on the stops, x is the signal received at the input of the nonlinear block, y is the signal taken from the output of the nonlinear block.

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. The invention is illustrated in FIG. 1, FIG. 2, FIG. 3, FIG. 4, FIG. 5 and FIG. 6. Figure 1 presents a block diagram of a system for controlling the lateral movement of a light aircraft. In FIG. 2 - characteristic of the first roll angular velocity sensor. In FIG. 3 - performance characteristic of the second roll angular velocity sensor. In FIG. 4 - characteristic of the third adder. In FIG. 5 is a characteristic of the operation of the first nonlinear block. In FIG. 6 - the sum of the signals at the second and third inputs of the third adder.

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

Figure 00000004

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.The lateral motion control system of a light aircraft comprises a first roll angular velocity sensor 1, a first adder 2, a first amplifier 3 and an aileron drive 4 connected in series, an aileron position sensor 5, the input of which is connected to the output of the ailerons 4, and the output with the second input of the first adder 2 , the first yaw rate sensor 7, serially connected to the second adder 8, the second amplifier 9 and the rudder drive 10, the rudder position sensor 11, the input of which is connected to the output of the rudder drive 10, the output is with the second input of the second adder 8, a software device 6, the first and second outputs of which are connected to the third inputs of the first 2 and second adders 8 respectively, a roll angle calculator 12, an accelerometer 13, a flight speed sensor 14, a flight altitude sensor 15 and a dial 16, the outputs of which are associated with the second, third, fourth and fifth inputs of the roll angle calculator 12, the seventh input of which is connected to the output of the rudder position sensor 11, the second angular velocity sensor Rena 17 connected to the third input of the third adder 20 through a series-connected first scaling amplifier 18, the first inverter 21, the first non-linear unit 22, the second input of the third adder 20 is connected to the output of the first scaling amplifier 18, the first input is connected through the second scaling amplifier 19 to the output the first sensor of angular velocity of the roll 1, and the output is connected to the first input of the block for calculating the values of the angle of heel 12 and the first input of the first adder 2, the second sensor of the angular velocity of yaw 23 connected to t the fourth input of the fourth adder 26 through series-connected fourth scaling amplifier 24, the second inverter 27, the second non-linear block 28, the second input of the fourth adder 26 connected to the output of the fourth scaling amplifier 24, the first input is connected through the third scaling amplifier 25 to the output of the first yaw rate sensor 7, and the output is connected to the sixth input of the bank angle calculation unit 12 and the first input of the second adder 8, the fourth input of the first adder 2 is intended to supply a signal Exit angle calculator 12, the values of the roll, wherein the first and second nonlinear units are adapted to implement depending
Figure 00000004

where y m is the limited value of the function, a is the proportionality limit of the function, equal to the value of the angular velocity at which the first angular velocity sensor rests on the stops, x is the signal received at the input of the nonlinear block, y is the signal taken from the output of the nonlinear block.

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.The operation characteristic of the first roll angular velocity sensor in FIG. 2 contains the following notation: y m is the limited value of the output signal, a is the proportionality limit equal to the value of the angular velocity at which the angular velocity sensor rests on the stops, a 0 is the minimum measured value of the angular velocity, x is the signal at the input of the angular velocity sensor, y is the signal at the output of the angular velocity sensor.

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.The operation characteristic of the second roll angle sensor in FIG. 3 contains the notation: y m2 is the limited value of the output signal, b is the proportionality limit equal to the value of the angular velocity at which the angular velocity sensor rests on the stops, b 0 is the minimum measured value of the angular velocity, x is the signal at the input of the angular velocity sensor, y - signal at the output of the angular velocity sensor.

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.The operation characteristic of the third adder in FIG. 4 contains the following notation: y m is the limited value of the output signal from the first angular velocity sensor, y m2 is the limited value of the output signal from the second angular velocity sensor, a is the proportional limit equal to the angular velocity at which the first angular velocity sensor lies on the supports, b - limit of proportionality, equal to the value of the angular velocity at which the second angular velocity sensor rests on the supports, a 0 - minimum measured second roll rate sensor angle values speed, x - the input signal block, y - signal at the output of block.

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.The operation characteristic of the first non-linear block in FIG. 5 contains the following notation: a is the proportionality limit equal to the angular velocity value at which the first angular velocity sensor rests on the stops, b 0 is the minimum angular velocity value measured by the second angular velocity sensor, y m is the limited value of the output signal from the first angular velocity sensor roll speed, x is the signal at the input of the block, y is the signal at the output of the block.

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.The sum of the signals at the second and third inputs of the third adder in FIG. 6 contains the notation: a is the proportionality boundary equal to the value of the angular velocity at which the first angular velocity sensor lies on the stops, b is the proportionality boundary equal to the angular velocity value at which the second angular velocity sensor lies on the stops, y m3 = y m2 - y m .

Система управления боковым движением легкого самолета работает следующим образом. The control system for the lateral movement of a light aircraft operates as follows.

В системе реализованы законы управления с жесткой обратной связью. Законы управления имеют вид
в канале руля направления

Figure 00000005
,
в канале элеронов
Figure 00000006

где δH и δЭ - углы отклонения соответственно руля направления и элеронов;
Figure 00000007
- угловые скорости соответственно рыскания и крена;
UН, UЭ - сигналы задатчика режимов движения самолета.The system implements control laws with tight feedback. Management laws are of the form
in the rudder channel
Figure 00000005
,
in aileron channel
Figure 00000006

where δ H and δ E are the deflection angles of the rudder and ailerons, respectively;
Figure 00000007
- angular velocity, respectively, yaw and roll;
U N , U e - signals of the master of the modes of movement of the aircraft.

На пилотируемом летательном аппарате роль программного устройства (задающего устройства) 6 играют задатчики сигналов в каналы руля направления и элеронов, расположенные на пульте управления автопилота. On a manned aircraft, the role of a software device (master device) 6 is played by signal generators in the channels of the rudder and ailerons located on the control panel of the autopilot.

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 (-∞,-a0) и (a0,∞) - зона насыщения датчика угловой скорости. Если значение угловой скорости крена находиться в пределах этих участков, то сигнал на выходе блока 1 принимает постоянное значение, равное ym. Характеристика работы датчика угловой скорости 17 представлена на фиг. 3. Участок пропорциональности или рабочая зона датчика угловой скорости 17 лежит в области значений угловой скорости крена [-b, -b0] и [b0, b]. Область значений угловой скорости крена (-b0, b0) является зоной нечувствительности датчика угловой скорости 17. Если значение угловой скорости крена лежит в области (-∞,-b0) или (b0,∞), то выходной сигнал датчика угловой скорости крена 17 принимает значение ym2.Sensitive elements of the control system for lateral movement of a light aircraft are the angular velocity sensors 1, 17 and yaw 7, 23, the accelerometer 13, the airspeed sensor 14, the altitude sensor 15. The angular velocity sensor 1 has a smaller stagnation zone compared to the angular velocity sensor roll 17, however, it also has a smaller working range. The performance of the roll angular velocity sensor 1 is shown in FIG. 2. The area (-a 0 , a 0 ) is the dead zone of this sensor. Sections [-a, -a 0 ] and [a 0 , a] are the working area of the angular velocity sensor. The sections (-∞, -a 0 ) and (a 0 , ∞) are the saturation zone of the angular velocity sensor. If the value of the angular velocity of the roll is within these sections, then the signal at the output of block 1 takes a constant value equal to y m . The characteristic of the angular velocity sensor 17 is shown in FIG. 3. The proportionality section or the working area of the angular velocity sensor 17 lies in the range of the angular roll velocity [-b, -b 0 ] and [b 0 , b]. The range of angular roll velocity (-b 0 , b 0 ) is the dead zone of the angular velocity sensor 17. If the angular roll velocity lies in the region (-∞, -b 0 ) or (b 0 , ∞), then the output signal of the angular encoder roll speed 17 takes the value of y m2 .

С выхода датчика угловой скорости 17 сигнал поступает на масштабирующий усилитель 18, выход которого соединен со входом инвертора 21 и вторым входом сумматора 20. С выхода инвертора 21 сигнал в противофазе к входному сигналу поступает на вход нелинейного блока 22. Работа нелинейного блока 22 описывается законом вида:

Figure 00000008

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.From the output of the angular velocity sensor 17, the signal is fed to a scaling amplifier 18, the output of which is connected to the input of the inverter 21 and the second input of the adder 20. From the output of the inverter 21, the signal in opposite phase to the input signal goes to the input of the nonlinear block 22. The operation of the nonlinear block 22 is described by a law of the form :
Figure 00000008

where y m is the limited value of the function, a is the proportionality limit of the function, equal to the value of the angular roll speed at which the angular roll speed sensor 1 rests on the stops, x is the signal supplied to the input of the nonlinear block 22, y is the signal taken from the output of the nonlinear block 22. The operation characteristic of the non-linear block 22 is shown in FIG. 5. From the output of the block, the signal enters the third input of the third adder 20. The sum of the signals at the second and third input of the adder is shown in FIG. 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

Figure 00000009
датчик угловой скорости крена 1 ложится на упор и сигнал с его выхода принимает постоянное значение ym, независящее от дальнейшего возрастания модуля угловой скорости крена. В этом случае с выхода нелинейного блока 22 снимается также постоянный сигнал, равный - ym, суммируемый с сигналом с выхода первого масштабирующего усилителя 18 на сумматоре 20. В результате получается сигнал в виде суммы этих разнополярных сигналов, представленный участками (-b,-a) и (a, b) на фиг. 6. Эта сумма в качестве добавочной порции сигнала суммируется с сигналом с выхода второго масштабирующего усилителя 19, который в данном случае принимает свое максимальное значение. В результате получают рабочий участок (-b, -a) и (a, b) на фиг. 4, характеризующей выход сумматора 20. Сопряжение рабочей зоны датчиков угловой скорости крена 1 и 17 происходит при помощи масштабирующих усилителей 18 и 19, которые позволяют при необходимости менять наклон сопрягаемых прямых. Объединение двух гироскопических датчиков позволяет увеличить диапазон измерения угловой скорости крена при сохранении низкого порога чувствительности. Сигнал, пропорциональный угловой
Figure 00000010
скорости крена, с выхода третьего сумматора 20 поступает на первый вход сумматора 2 и на первый вход вычислителя значений угла крена 12. Датчик угловой скорости рыскания 7 обладает меньшей зоной застоя, по сравнению с датчиком угловой скорости рыскания 23, однако при этом имеет и меньший рабочий диапазон. Работа датчиков угловой скорости рыскания 7 и 23, масштабирующих усилителей 24, 25, инвертора 27, нелинейного блока 28 и сумматора 26 происходит аналогично работе однотипных блоков в канале угловой скорости крена. Сигнал, пропорциональный угловой скорости рыскания, снимается с выхода сумматора 26 и поступает на первый вход сумматора 8 и на шестой вход вычислителя 12. С выхода акселерометра 13 на второй вход вычислителя 12 подается сигнал, пропорциональный боковой перегрузке nz. На выходе датчика скорости полета 14 формируется сигнал, пропорциональный V, текущей скорости полета самолета, который поступает на третий вход вычислителя 12 значений угла крена. Программное устройство 6 формирует сигналы UН, UЭ задатчика режимов движения самолета, поступающие на третий вход сумматора 3 и на третий вход сумматора 2 соответственно. С выхода датчика 15 высоты полета на четвертый вход вычислителя 12 подается сигнал, пропорциональный H, текущей высоте полета самолета. На выходе задатчика 16 формируется сигнал, пропорциональный значению массовой плотности воздуха на уровне моря, который подается на пятый вход вычислителя 12 значений угла крена. На выходе вычислителя 12 формируется сигнал, пропорциональный текущему значению. Этот сигнал с выхода вычислителя 12 поступает на четвертый вход сумматора 2.Thus, while the angular velocity sensor of the roll 1 did not lie on the stops, that is, did not enter the restriction zone, the signals arriving at the second and third inputs of the third adder 20 are equal in magnitude but opposite in phase. Their sum will be equal to zero, which means that in this case they do not have any effect on the signal taken from the output of the third adder 20. This is characterized by the region (-a, a) in FIG. 6. In this case, a signal equal to the signal at the output of the second scaling amplifier 19 will be taken from the output of the adder 20. This is characterized by sections of the working area (-a, -a 0 ) and (a 0 , a) in FIG. 4, which is a graphical representation of the dependence of the values at the output of the adder 20 on the angular roll speed of a light aircraft. With an increase in the angular velocity of the roll and reaching its value
Figure 00000009
the sensor of the angular velocity of the roll 1 lays on the stop and the signal from its output takes a constant value y m , independent of the further increase in the module of the angular velocity of the roll. In this case, a constant signal equal to - y m is also taken from the output of the nonlinear block 22, summed with the signal from the output of the first scaling amplifier 18 on the adder 20. As a result, a signal is obtained in the form of the sum of these bipolar signals, represented by sections (-b, -a ) and (a, b) in FIG. 6. This sum as an additional portion of the signal is summed with the signal from the output of the second scaling amplifier 19, which in this case takes its maximum value. As a result, the working area (-b, -a) and (a, b) in FIG. 4, characterizing the output of the adder 20. Pairing the working area of the angular velocity sensors of the roll 1 and 17 occurs using scaling amplifiers 18 and 19, which allow you to change the slope of the mating lines if necessary. The combination of two gyroscopic sensors allows you to increase the range of measurement of angular velocity of the roll while maintaining a low threshold of sensitivity. Signal proportional to angular
Figure 00000010
the roll speed, from the output of the third adder 20 goes to the first input of the adder 2 and to the first input of the calculator of the angle of heel 12. The yaw rate sensor 7 has a smaller stagnation zone, compared with the yaw rate sensor 23, but it also has a smaller working range. The work of the sensors of the angular velocity of yaw 7 and 23, the scaling amplifiers 24, 25, the inverter 27, the nonlinear block 28 and the adder 26 occurs similarly to the work of the same type of blocks in the channel of the angular roll speed. A signal proportional to the angular yaw rate is removed from the output of the adder 26 and fed to the first input of the adder 8 and to the sixth input of the calculator 12. From the output of the accelerometer 13, a signal proportional to the lateral overload n z is applied to the second input of the calculator 12. The output of the speed sensor 14 generates a signal proportional to V, the current flight speed of the aircraft, which is fed to the third input of the calculator 12 values of the angle of heel. The software device 6 generates signals U Н , U Э of the master of the aircraft motion regimes arriving at the third input of adder 3 and at the third input of adder 2, respectively. From the output of the flight altitude sensor 15, a signal proportional to H, the current airplane flight altitude, is supplied to the fourth input of the calculator 12. At the output of the setter 16, a signal is generated proportional to the value of the mass density of air at sea level, which is fed to the fifth input of the calculator 12 values of the angle of heel. The output of the calculator 12 generates a signal proportional to the current value. This signal from the output of the calculator 12 is fed to the fourth input of the adder 2.

Таким образом, благодаря введению дополнительных малогабаритных гироскопических датчиков измерения угловых скоростей с контуром их сопряжения получена система более точного управления боковым движением легкого самолета с уменьшенной погрешностью формирования угла крена, имеющая малый вес и габариты. В системе отсутствует релейное переключение датчиков, что повышает надежность системы, позволяет избежать точек разрыва при согласовании сигналов с двух датчиков и предотвращает ситуации с неоднозначностью полезного сигнала в момент переключения. Thus, thanks to the introduction of additional small-sized gyroscopic sensors for measuring angular velocities with their interface, a more accurate control system for the lateral movement of a light aircraft with a reduced error in the formation of the angle of heel is obtained, which has a small weight and dimensions. There is no relay switching of sensors in the system, which increases the reliability of the system, avoids break points when matching signals from two sensors, and prevents situations with ambiguity of the useful signal at the time of switching.

Claims (1)

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
Figure 00000011

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.A lateral motion control system for a light aircraft, comprising a first roll angular velocity sensor, a first adder, a first amplifier and an aileron drive, aileron position sensor, the input of which is connected to the output of the aileron drive, and an output with a second input of the first adder, the first yaw rate sensor connected in series to a second adder, a second amplifier and a rudder drive, a rudder position sensor, the input of which is connected to the output of the rudder drive, and the output to the W the second input of the second adder, a software device whose first and second outputs are connected to the third inputs of the first and second adders, respectively, a roll angle calculator, an accelerometer, a flight speed sensor, a flight altitude sensor and a knob, the outputs of which are associated with the second, third, fourth and the fifth inputs of the roll angle calculator, the seventh input of which is connected to the output of the rudder position sensor, characterized in that a second roll angle sensor is additionally introduced, sub connected to the third input of the third adder through a series-connected first scaling amplifier, the first inverter, the first nonlinear block, the second input of the third adder is connected to the output of the first scaling amplifier, the first input is connected through the second scaling amplifier to the output of the first roll angular velocity sensor, and the output is connected to the first input of the roll angle calculation unit and the first input of the first adder, the second yaw rate sensor connected to the third input of the fourth sum through the fourth scaling amplifier, the second inverter, the second nonlinear block, the second input of the fourth adder is connected to the output of the fourth scaling amplifier, the first input is connected through the third scaling amplifier to the output of the first yaw rate sensor, and the output is connected to the sixth input of the value calculation unit the angle of heel and the first input of the second adder, the fourth input of the first adder is designed to supply a signal from the output of the calculator of the values of the angle of heel, at th first and second nonlinear units are adapted to implement depending
Figure 00000011

where m is the limited value of the function;
and - the proportionality limit of the function, equal to the value of the angular velocity at which the first angular velocity sensor lies on the stops;
x is the signal supplied to the input of the nonlinear block;
y is the signal taken from the output of the nonlinear block.
RU2000119988/09A 2000-07-26 2000-07-26 Flight aircraft lateral movement control system RU2176812C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2000119988/09A RU2176812C1 (en) 2000-07-26 2000-07-26 Flight aircraft lateral movement control system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2000119988/09A RU2176812C1 (en) 2000-07-26 2000-07-26 Flight aircraft lateral movement control system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2176812C1 true RU2176812C1 (en) 2001-12-10

Family

ID=20238430

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2000119988/09A RU2176812C1 (en) 2000-07-26 2000-07-26 Flight aircraft lateral movement control system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2176812C1 (en)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2611459C1 (en) * 2015-12-29 2017-02-22 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Upgraded on-board adaptive stabilization system of aircraft lateral movement
RU169906U1 (en) * 2015-04-27 2017-04-05 МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЁННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого LATERAL STABILIZATION SYSTEM
RU2618652C1 (en) * 2015-11-18 2017-05-05 Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" Aircraft lateral movement automated modal control system
RU186218U1 (en) * 2018-08-17 2019-01-11 ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ LATERAL STABILIZATION SYSTEM
CN113568418A (en) * 2020-04-28 2021-10-29 北京理工大学 Rolling stability control method and system applied to composite guidance aircraft
RU211357U1 (en) * 2022-02-15 2022-06-01 ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ LATERAL STABILIZATION SYSTEM

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Бортовые системы управления полетом. /Под ред. Ю.В.БАЙБОРОДИНА. - М.: Транспорт, 1975, с.234. *

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU169906U1 (en) * 2015-04-27 2017-04-05 МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЁННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого LATERAL STABILIZATION SYSTEM
RU2618652C1 (en) * 2015-11-18 2017-05-05 Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" Aircraft lateral movement automated modal control system
RU2611459C1 (en) * 2015-12-29 2017-02-22 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Upgraded on-board adaptive stabilization system of aircraft lateral movement
RU186218U1 (en) * 2018-08-17 2019-01-11 ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ LATERAL STABILIZATION SYSTEM
CN113568418A (en) * 2020-04-28 2021-10-29 北京理工大学 Rolling stability control method and system applied to composite guidance aircraft
RU211357U1 (en) * 2022-02-15 2022-06-01 ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ LATERAL STABILIZATION SYSTEM

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US3077557A (en) Flight path computer
RU2348903C1 (en) Method of determination of navigating parameters by gimballess inertial navigating system
US6961643B1 (en) System and method for gyro enhanced vertical flight information
GB1374101A (en) Aircraft control systems
US3948096A (en) Apparatus for computing the acceleration of an aircraft along its flight path
Lungu Backstepping and dynamic inversion control techniques for automatic landing of fixed wing unmanned aerial vehicles
US2968957A (en) Centripetal acceleration compensation computer for stable platform
US3970829A (en) Composite situation analyzer and instrument flight system
CN110941285A (en) Unmanned aerial vehicle flight control system based on two IP cores
US3979090A (en) Velocity damped erection system for stable gyroscopic attitude and heading reference apparatus
US2896145A (en) Flight path angle control systems
Koifman et al. Autonomously aided strapdown attitude reference system
RU2176812C1 (en) Flight aircraft lateral movement control system
RU2382988C1 (en) Strapdown inertial reference system on "coarse" detecting elements
US2623714A (en) Automatic flight control system
RU2661446C1 (en) Method of determining navigation parameters of object and strapdown inertial navigation system for implementation of method
RU168214U1 (en) Strap-on integrated inertial heading vertical
RU2487318C1 (en) Platform-free inertial attitude and heading reference system based on sensitive elements of medium accuracy
US2936627A (en) Vertical and velocity reference defining system
US3260485A (en) Inertial navigation
US3791208A (en) Angle of attack computer
US4155525A (en) Maneuver detector circuit for use in autothrottle control systems having thrust and flight path control decoupling
RU2290346C1 (en) Flight altitude automatic control system for unmanned flying vehicles
RU2256882C2 (en) Method of in-roll stabilization of inertial platform for quickly rotating objects and in-roll stabilized inertial platform
US3911255A (en) Compass systems

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20040727