RU2249540C2 - Способ управления полетом самолета - Google Patents

Способ управления полетом самолета Download PDF

Info

Publication number
RU2249540C2
RU2249540C2 RU2003103479/28A RU2003103479A RU2249540C2 RU 2249540 C2 RU2249540 C2 RU 2249540C2 RU 2003103479/28 A RU2003103479/28 A RU 2003103479/28A RU 2003103479 A RU2003103479 A RU 2003103479A RU 2249540 C2 RU2249540 C2 RU 2249540C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
speed
angle
trajectory
inclination
flight
Prior art date
Application number
RU2003103479/28A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2003103479A (ru
Inventor
В.М. Петров (RU)
В.М. Петров
А.В. Воробьев (RU)
А.В. Воробьев
В.Е. Куликов (RU)
В.Е. Куликов
В.П. Харьков (RU)
В.П. Харьков
Original Assignee
Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика")
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 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") filed Critical Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика")
Priority to RU2003103479/28A priority Critical patent/RU2249540C2/ru
Publication of RU2003103479A publication Critical patent/RU2003103479A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2249540C2 publication Critical patent/RU2249540C2/ru

Links

Landscapes

  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

Изобретение относится к способам автоматического управления пространственным маневрированием самолета при ограниченной тяге силовой установки. Согласно данному способу управления скоростью полета V(t) и углом наклона траектории θ(t) осуществляют в соответствии с алгоритмом, синтезирующим величины отклонения рукоятки сектора газа δсг и нормальной перегрузки nу(t) с учетом ограничений по тяге и параметрам движения при использовании всех органов управления самолета, необходимых для реализации допустимых траекторий полета и работающих синхронно. Если при выполнении маневра для поддержания заданной скорости полета тяги не хватает или она избыточна, корректируют величину угла наклона траектории, исходя из условий функционирования контура управления скоростью, при этом контур управления скоростью обладает высшим приоритетом при распределении общего ресурса тяги. Технический результат - повышение безопасности полета по всем возможным профилям маневрирования в эксплуатационной области разрешенных скоростей полета при автоматическом траекторном управлении самолетом. 1 ил.

Description

Заявляемое изобретение относится к способам автоматического управления пространственным маневрированием самолета при ограниченной тяге силовой установки.
Известен способ управления полетом самолета, обеспечивающий управление посредством автомата тяги, реализующий полет по заданным программным траекториям с выдерживанием предельных скоростей полета при выполнении вертикальных маневров [1].
Недостатком известного способа является то, что он, предусматривая раздельное, не связанное, функционирование системы ограничительных сигналов, выдающей экипажу сигналы о приближении к предельно-допустимой скорости полета, и системы траекторного управления, не обеспечивает безопасности полета по всем возможным профилям маневрирования при автоматическом управлении, что сужает область его применения.
Так, при полете по траекториям, не заданным программно, например, в режиме стабилизации угла тангажа при выполнении маневра “Горка”, невыход самолета за ограничение по минимально-допустимой скорости полета при ограниченной (конечной) тяге силовой установки не гарантируется. Экипаж вынужден вмешиваться в управление для изменения угла тангажа в целях поддержания скорости полета или, в случае ошибочных действий, выполнять маневр ухода в ручном режиме после срабатывания командной сигнализации системы ограничительных сигналов, при запаздывании на реакцию которой может произойти выход самолета за эксплуатационные ограничения по скорости полета.
Целью изобретения является устранение указанных недостатков и обеспечение безопасности полета по всем возможным профилям маневрирования в эксплуатационной области разрешенных скоростей полета при автоматическом траекторном управлении самолетом.
Поставленная цель достигается за счет того, что согласно предлагаемому способу управления полетом самолета при пространственном маневрировании с использованием автомата тяги управление скоростью полета и углом наклона траектории осуществляют в соответствии с алгоритмом
Figure 00000002
где δсг - отклонение рукоятки сектора газа;
Figure 00000003
- относительная частота вращения компрессора;
а1, a2 - постоянные числовые коэффициенты, характеризующие динамические свойства двигателя;
λ0, λ1 - постоянные числовые коэффициенты, определяемые скоростью отработки заданного значения относительной частоты вращения двигателя;
Figure 00000004
- отклонение относительной частоты вращения компрессора от заданного значения;
Figure 00000005
- первая производная от отклонения относительной частоты вращения компрессора;
Figure 00000006
- вторая производная от отклонения относительной частоты вращения компрессора;
Figure 00000007
- заданное значение относительной частоты вращения компрессора;
λ2 - постоянный числовой коэффициент, определяющий скорость отработки заданной скорости полета;
m - масса самолета;
ΔV - отклонение скорости полета от заданного значения;
Сх - безразмерный коэффициент аэродинамических сил относительно оси ОХ связанной системы координат;
S - площадь крыла самолета;
q - скоростной напор воздушного потока;
G - вес самолета;
θ - угол наклона траектории;
N - количество двигателей;
α - угол атаки самолета;
αдв - угол заклинения двигателя;
kприв - коэффициент приведения;
nу - нормальная перегрузка;
V - скорость полета;
g - ускорение свободного падения;
β0 - постоянный числовой коэффициент, определяющий скорость отработки заданного значения угла наклона траектории;
Δθ - отклонение угла наклона траектории от заданного значения, причем, если при выполнении маневра для поддержания заданной скорости полета тяги не хватает или она избыточна, корректируют угол наклона траектории, исходя из условий:
Figure 00000008
Figure 00000009
где θзр - заданное реализуемое значение угла наклона траектории;
θз - заданное значение угла наклона траектории;
θкор - сигнал коррекции угла наклона траектории;
ψ(ΔV,
Figure 00000010
) - числовой коэффициент, значение которого зависит от рассогласования по скорости полета;
Figure 00000011
- первая производная от скорости полета;
Vз - заданное значение скорости полета;
Δдоп - допустимое рассогласование по скорости полета;
λθ -положительное число, определяющее темп изменения угла наклона траектории;
Figure 00000012
- первая производная от заданной скорости полета;
nх - продольная перегрузка,
при этом если текущая скорость полета превышает заданную величину, то сначала силовую установку переводят в режим работы “малый газ”, а затем увеличивают угол наклона траектории, если текущая скорость при максимальной тяге становится меньше заданной, посредством системы управления полетом формируют сигнал на уменьшение угла наклона траектории.
Таким образом, управляемыми координатами в предлагаемом способе являются скорость полета V(t) и угол наклона траектории θ(t), а управлением - отклонение рукоятки сектора газа δсг и нормальная перегрузка ny(t). При управлении скоростью и углом наклона траектории используется один и тот же энергетический ресурс - тяга силовой установки, при ограниченности которой непосредственный синтез δсг(t) и ny(t) может приводить к конфликтным ситуациям в процессе реализации законов управления в полете. В связи с этим введено правило, позволяющее ограничить потребление общего энергетического ресурса одной из подсистем управления скоростью или управления углом наклона траектории:
Figure 00000013
где I - общий энергетический ресурс;
Iν - энергетический ресурс, потребляемый контуром управления скоростью полета;
Iθ - энергетический ресурс, потребляемый контуром управления углом наклона траектории;
0≤η≤1 - весовой коэффициент, позволяющий ограничить потребление энергетического ресурса одной из двух подсистем, который зависит только от рассогласования по скорости η=η(V-Vз), полагая, что система управления скоростью полета обладает высшим приоритетом при распределении общего ресурса тяги.
Вектор управления u=(δсг, ny) находится с помощью структурно-параметрического метода, ищется управление, обеспечивающее движение самолета с заданной скоростью Vз(t) и заданным углом наклона траектории θз(t) с минимумом функционала
Figure 00000014
при ограничении
Figure 00000015
которое является решением уравнения
Figure 00000016
Figure 00000017
Figure 00000018
В результате применения процедуры синтеза получено управление в принятых обозначениях:
Figure 00000019
Заданные значения Vз(t) и θз(t) являются до тех пор независимыми, пока хватает запаса по тяге двигателей. Если тяги не хватает (или она избыточна) для поддержания скорости полета, величина θз(t) корректируется, исходя из условий функционирования контура управления скоростью, а именно
Figure 00000020
На чертеже представлена структурная схема контура траекторного управления углом наклона траектории с учетом сохранения заданной скорости полета при выходе на ограничение по тяге силовой установки, иллюстрирующая функциональную зависимость сигнала управления и подтверждающая возможность реализации предлагаемого способа.
Контур управления скоростью полета V содержит последовательно соединенный сумматор 1, на первый вход которого поступает сигнал, соответствующий заданной скорости полета Vз, а на второй - сигнал, соответствующий текущему значению скорости полета V(t), контур 2 формирования заданной продольной перегрузки п 3 x и контур 3 отработки п 3 x , связанный с объектом 4 управления (самолетом).
Контур управления углом наклона траектории θ содержит последовательно соединенные сумматор 5, на первый вход которого поступает сигнал, соответствующий заданному значению угла наклона траектории θз, а на второй - сигнал, соответствующий текущему значению угла наклона траектории θ(t), контур 6 формирования заданной нормальной перегрузки n 3 y и контур 7 отработки n 3 y , связанный с объектом 4 управления.
Контуры управления скоростью полета и углом наклона траектории функционально связаны между собой через контур 8 коррекции, который вырабатывает сигнал коррекции угла наклона траектории θкор, определяющий ту часть энергии, которую необходимо передать контуру управления скоростью полета от контура управления углом наклона траектории. Знак θкор определяет контур, которому и передается энергия.
Заданное реализуемое значение угла наклона траектории θзр, сохраняющего заданную скорость полета, имеет вид:
Figure 00000021
Если θз и Vз задаются согласованно, то есть потребные энергетические ресурсы соответствуют располагаемым, оба контура функционируют независимо друг от друга. При несогласованном задании θз и Vз для случая снижения заданная скорость полета ограничивается предельно-допустимой максимальной скоростью полета. Если текущая скорость полета превышает Vз, то силовая установка последовательно переводится в режим работы “малый газ”, а затем увеличивается угол наклона траектории, в результате чего сохраняется равенство V(t)=Vз(t). В режиме набора высоты возникает обратная ситуация. Здесь потребные ресурсы могут превышать располагаемые. Поэтому если текущая скорость при максимальной тяге становится меньше заданной, то система управления полетом формирует сигнал на уменьшение угла наклона траектории для поддержания заданной скорости полета.
Таким образом, на примере технической реализации показана возможность формирования автоматического траекторного управления самолетом, функционально гарантирующим безопасность маневрирования в эксплуатационной области разрешенных скоростей полета.
Источники информации
1. А.А.Красовский, Ю.А.Вавилов, А.И.Сучков. Системы автоматического управления летательными аппаратами. М.: Наука, 1986, стр.248-265, 309-314.
2. Г.С.Бюшгенс, Р.В.Студнев. Динамика самолета. Пространственное движение. М.: Машиностроение, 1983.
3. Прикладная теория управления, оценивания и идентификации. Научно-методические материалы. Под ред. Ю.А.Кочеткова. М., Издание ВВИА им.проф. Н.Е.Жуковского, 1986.
4. Авиация. Энциклопедия. Научное издательство “БОЛЬШАЯ РОССИЙСКАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ”. М., Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е.Жуковского, 1994.

Claims (1)

  1. Способ управления полетом самолета при пространственном маневрировании с использованием автомата тяги, отличающийся тем, что управление скоростью полета и углом наклона траектории осуществляют в соответствии с алгоритмом
    Figure 00000022
    где δcг - отклонение рукоятки сектора газа;
    Figure 00000023
    - относительная частота вращения компрессора;
    а1, a2 - постоянные числовые коэффициенты, характеризующие динамические свойства двигателя;
    λ0, λ1 - постоянные числовые коэффициенты, определяемые скоростью отработки заданного значения относительной частоты вращения двигателя;
    Figure 00000024
    - отклонение относительной частоты вращения компрессора от заданного значения;
    Figure 00000025
    - первая производная от отклонения относительной частоты вращения компрессора;
    Figure 00000026
    - вторая производная от отклонения относительной частоты вращения компрессора;
    Figure 00000027
    - заданное значение относительной частоты вращения компрессора;
    λ2 - постоянный числовой коэффициент, определяющий скорость отработки заданной скорости полета;
    m - масса самолета;
    ΔV - отклонение скорости полета от заданного значения;
    Сх - безразмерный коэффициент аэродинамических сил относительно оси ОХ связанной системы координат;
    S - площадь крыла самолета;
    q - скоростной напор воздушного потока;
    G - вес самолета;
    θ - угол наклона траектории;
    N - количество двигателей;
    α - угол атаки самолета;
    αдв - угол заклинения двигателя;
    kприв - коэффициент приведения;
    nу - нормальная перегрузка;
    V - скорость полета;
    g - ускорение свободного падения;
    β0 - постоянный числовой коэффициент, определяющий скорость отработки заданного значения угла наклона траектории;
    Δθ - отклонение угла наклона траектории от заданного значения, причем, если при выполнении маневра для поддержания заданной скорости полета тяги не хватает или она избыточна, корректируют угол наклона траектории, исходя из условий:
    Figure 00000028
    Figure 00000029
    где θзр - заданное реализуемое значение угла наклона траектории;
    θз - заданное значение угла наклона траектории;
    θкор - сигнал коррекции угла наклона траектории;
    ψ(ΔV,
    Figure 00000030
    ) - числовой коэффициент, значение которого зависит от рассогласования по скорости полета;
    Figure 00000031
    - первая производная от скорости полета;
    Vз - заданное значение скорости полета;
    Δдоп - допустимое рассогласование по скорости полета;
    λθ - положительное число, определяющее темп изменения угла наклона траектории;
    Figure 00000032
    - первая производная от заданной скорости полета;
    nх - продольная перегрузка,
    при этом если текущая скорость полета превышает заданную величину, то сначала силовую установку переводят в режим работы "малый газ", а затем увеличивают угол наклона траектории, если текущая скорость при максимальной тяге становится меньше заданной, посредством системы управления полетом формируют сигнал на уменьшение угла наклона траектории.
RU2003103479/28A 2003-02-06 2003-02-06 Способ управления полетом самолета RU2249540C2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2003103479/28A RU2249540C2 (ru) 2003-02-06 2003-02-06 Способ управления полетом самолета

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2003103479/28A RU2249540C2 (ru) 2003-02-06 2003-02-06 Способ управления полетом самолета

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2003103479A RU2003103479A (ru) 2004-08-10
RU2249540C2 true RU2249540C2 (ru) 2005-04-10

Family

ID=35611941

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2003103479/28A RU2249540C2 (ru) 2003-02-06 2003-02-06 Способ управления полетом самолета

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2249540C2 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2578931C1 (ru) * 2014-12-30 2016-03-27 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Способ регулирования работы авиационного газотурбинного двигателя
RU2689054C1 (ru) * 2018-08-30 2019-05-23 Публичное акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (ПАО "МИЭА") Способ управления скоростью полёта самолёта с учетом стабилизации скорости
RU2792904C1 (ru) * 2022-04-06 2023-03-28 Публичное акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (ПАО "МИЭА") Способ управления самолётом в режиме системы автоматического управления "Уход на второй круг"

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
КРАСОВСКИЙ А.А. и др. Системы автоматического управления летательными аппаратами. - М.: Наука, 1986, с.248-265, с.309-314. ТАРАСОВ В.Г. Основы теории автоматизированных систем управления. - М.: ВВИА им. Н.Е.Жуковского, 1988, с.438. *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2578931C1 (ru) * 2014-12-30 2016-03-27 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Способ регулирования работы авиационного газотурбинного двигателя
RU2689054C1 (ru) * 2018-08-30 2019-05-23 Публичное акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (ПАО "МИЭА") Способ управления скоростью полёта самолёта с учетом стабилизации скорости
RU2792904C1 (ru) * 2022-04-06 2023-03-28 Публичное акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (ПАО "МИЭА") Способ управления самолётом в режиме системы автоматического управления "Уход на второй круг"

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Shtessel et al. Tailless aircraft flight control using multiple time scale reconfigurable sliding modes
Calise et al. Nonlinear adaptive flight control using neural networks
CN109782795B (zh) 一种利用耦合的面对称高超声速飞行器横侧向控制方法及控制系统
EP1810099B1 (en) Flight control system having a three control loop design
DE60334152D1 (de) Verbesserte flugsteuerungssysteme und -verfahren für ein strahlangetriebenes fluzeug mit drei flugmodi
Lee et al. Autopilot design of tilt-rotor UAV using particle swarm optimization method
Kim et al. Trajectory tracking controller design using neural networks for a tiltrotor unmanned aerial vehicle
JPH04331698A (ja) 航空機着陸制御方法
Steinberg Development and simulation of an F/A-18 fuzzy logic automatic carrier landing system
CN114942649A (zh) 一种基于反步法的飞机俯仰姿态与航迹角解耦控制方法
CN114200828A (zh) 一种超音速大机动靶标持续大过载防失速方法
Walter et al. Hover dynamics and flight control of a UAM-scale quadcopter with hybrid rpm and collective pitch control
RU2249540C2 (ru) Способ управления полетом самолета
Sadraey et al. 2 dof robust nonlinear autopilot design for a small uav using a combination of dynamic inversion and h-infinity loop shaping
McIntosh et al. A Switching-Free Control Architecture for Transition Maneuvers of a Quadrotor Biplane Tailsitter
Tripathi et al. Autonomous landing design of uavs using feedback linearization controller with anti windup scheme
Zhang et al. Integrator-augmented robust adaptive control design for close formation flight
Assellaou et al. A Hamilton-Jacobi-Bellman approach for the optimal control of an abort landing problem
US4617633A (en) Direct lift command blending
Burken et al. Flight test comparison of different adaptive augmentations of fault tolerant control laws for a modified F-15 aircraft
Saetti et al. Dynamic inversion-based flare control law for autonomous helicopter autorotation
Wang et al. Analysis of stability margin of dynamic inverse control law for flying wing UAV
Friehmelt Thrust vectoring and tailless aircraft design-Review and outlook
Sibilski Problems of manoeuvring at post-critical angles of attack-Continuation and bifurcation methods approach
Cao et al. Nonlinear inverse dynamics control of the aircraft in the presence of windshear