RU2335007C1 - Электрическая система управления полетом, управляющая рулями высоты воздушного судна - Google Patents
Электрическая система управления полетом, управляющая рулями высоты воздушного судна Download PDFInfo
- Publication number
- RU2335007C1 RU2335007C1 RU2007109070/28A RU2007109070A RU2335007C1 RU 2335007 C1 RU2335007 C1 RU 2335007C1 RU 2007109070/28 A RU2007109070/28 A RU 2007109070/28A RU 2007109070 A RU2007109070 A RU 2007109070A RU 2335007 C1 RU2335007 C1 RU 2335007C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- electrical signal
- specified
- signal
- value
- aircraft
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/24—Transmitting means
- B64C13/38—Transmitting means with power amplification
- B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
- B64C13/503—Fly-by-Wire
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
- Elevator Control (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для управления полетом летательных аппаратов. Технический результат - повышение точности регулирования. Для достижения данного результата осуществляют управление рулями высоты воздушного судна по коэффициенту перегрузки. Причем рулями высоты управляют с помощью средства (4) управления, обеспечивающего установку указанных рулей высоты в положение отклонения, в зависимости от интегральных характеристик электрических сигналов, поступающих от датчиков контроля угла отклонения указанных рулей (4) высоты. 9 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к электрической системе управления полетом для управления рулями высоты воздушного судна.
Известно, что в воздушных суднах с механическим управлением ручка управления непосредственно управляет углом отклонения рулей высоты, причем амплитуда этого угла пропорциональна наклону указанной ручки управления. Таким образом, воздействуя на указанную ручку управления, пилот прикладывает воздействие пилотирования, которое моментально устанавливает воздушное судно относительно его центра тяжести, или которое управляет положением указанного воздушного судна. Такое пилотирующее воздействие является инстинктивным для пилота.
Также известно, что электрические средства управления полетом, которыми в настоящее время оборудовано множество современных воздушных суден, позволяют управлять воздушным судном по цели, то есть непосредственно управлять параметром, таким как коэффициент перегрузки, с помощью указанной ручки управления, при этом все происходит так, как если бы последняя была градуирована по значениям коэффициента перегрузки. Такое управление является предпочтительным, поскольку градуировка ручки управления по значениям коэффициента перегрузки и с ограничением величины управляемого коэффициента перегрузки обеспечивает сохранение целостности воздушного судна при любом маневре.
С другой стороны, управление коэффициентом перегрузки является недостаточно инстинктивным для пилота, поскольку управление коэффициентом перегрузки позволяет управлять воздушным судном в долгосрочном плане, но не обеспечивает для пилота возможность мгновенного управления. В частности, подача команды нулевого коэффициента перегрузки приводит к предписанию постоянного аэродинамического наклона. Таким образом, с помощью ручки управления обеспечивается возможность управления воздушным судном путем управления его траекторией, что позволяет легко использовать указанное электрическое управление полетом либо с помощью пилота-человека, или с использованием автопилота.
Однако из приведенного выше следует, что на очень динамичных фазах полета, например рядом с землей, во время которых задачи управления становятся очень краткосрочными, становится необходимым заменить, например, управление, построенное по принципу коэффициента перегрузки, управлением скоростью по тангажу.
Кроме того, известные электрические средства управления, построенные по принципу коэффициента перегрузки, не позволяют интегрировать защиту воздушного судна в отношении продольного положения. Поэтому необходимо дополнительно встраивать в эту систему закон защиты на основе положения и точно сопрягать последний с электрическими средствами управления полетом, которые основаны на коэффициенте перегрузки, для исключения проблем, которые могут возникнуть рядом с землей, таких как касание хвостом (или удар хвостом).
Кроме того, также невозможно защитить воздушное судно по углу атаки исключительно на основе электрических средств управления, построенных на основе коэффициента перегрузки. Поэтому здесь снова необходимо добавлять дополнительный закон защиты на основе угла атаки и осуществлять искуссное взаимодействие для исключения риска сваливания воздушного судна во время стандартных маневров.
Задача настоящего изобретения состоит в исключении этих недостатков, и изобретение относится к электрическим средствам управления полетом, которые позволяют управлять воздушным судном как на основе коэффициента перегрузки в определенных условиях полета, так и на основе скорости по тангажу в других условиях и позволяют интегрировать защиту как в отношении коэффициента перегрузки, так и в отношении угла атаки и продольного положения.
С этой целью в соответствии с изобретением электрическая система управления полетом, предназначенная для управления с учетом коэффициента перегрузки рулями высоты воздушного судна, причем управление указанными рулями высоты осуществляется с помощью средства управления, обеспечивающего установку указанных рулей высоты в отклоненное положение, в зависимости от электрического сигнала δmc, который представляет управляемое значение угла δm отклонения указанных рулей высоты, характеризуется тем, что содержит:
- первое средство расчета, предназначенное для расчета, на основе электрического сигнала nzc, который представляет управляемое значение указанного коэффициента перегрузки, первого электрического сигнала , представляющего управляемое значение производной по времени аэродинамического наклона γ указанного воздушного судна;
- первое составляющее устройство, которое:
может принимать на своем входе указанный первый электрический сигнал;
содержит первое средство защиты, которое может поддерживать указанный первый электрический сигнал между минимальным значением и максимальным значением;
на основе указанного первого электрического сигнала определяет, по меньшей мере, второй электрический сигнал αc, представляющий соответствующее управляемое значение угла α атаки, и третий электрический сигнал θc, представляющий соответствующее управляемое значение θ продольного положения;
содержит второе средство защиты, которое может поддерживать указанный второй электрический сигнал αc между минимальным значением и максимальным значением; и
передает, по меньшей мере, указанный третий электрический сигнал θc на свой выход; и
- второе составляющее устройство, которое
может принимать на своем входе, по меньшей мере, указанный третий электрический сигнал θc или четвертый электрический сигнал θd, аналогичный указанному третьему электрическому сигналу θc;
содержит третье средство защиты, которое может поддерживать указанный третий или четвертый электрический сигнал между минимальным значением и максимальным значением; и
может передавать на свой выход пятый электрический сигнал, который составляет указанный сигнал δmc, представляющий соответствующее управляемое значение угла δm отклонения указанных рулей высоты.
Предпочтительно система в соответствии с изобретением, содержит первое средство переключения, которое может принимать:
- либо первое положение, в котором выход указанного первого составляющего устройства подключен ко входу указанного второго составляющего устройства, так что указанный третий электрический сигнал θс затем передают в указанное второе составляющее устройство;
- или второе положение, в котором на вход указанного второго устройства поступает указанный четвертый электрический сигнал θd, аналогичный указанному третьему электрическому сигналу θс и сгенерированный на основе шестого электрического сигнала qd, представляющего требуемое значение q скорости по тангажу.
Следует отметить, что, как известно, коэффициент nz перегрузки равен V. /g, причем в этом выражении V представляет скорость воздушного судна, g представляет ускорение силы тяжести и представляет производную аэродинамического наклона. Таким образом, легко преобразовать управляемый сигнал nzc коэффициента перегрузки в указанный первый электрический сигнал , тогда значение равно nzc.g/V.
Предпочтительно указанное первое составляющее устройство определяет, кроме указанного второго электрического сигнала αc и указанного третьего электрического сигнала θC, седьмой электрический сигнал qc, представляющий соответствующее управляемое значение скорости q по тангажу, и указанное первое средство переключения может передавать указанный седьмой электрический сигнал qc в указанное второе составляющее устройство.
В упрощенном виде указанное первое составляющее устройство передает в качестве седьмого электрического сигнала qc приблизительное значение, равное значению указанного первого электрического сигнала .
В предпочтительном варианте выполнения электрической системы управления полетом в соответствии с настоящим изобретением указанная система содержит:
- автопилот, который может передавать сигнал nzc управляемого коэффициента перегрузки;
- элемент ручного пилотирования, который может передавать путем переключения либо сигнал nzc управляемого коэффициента перегрузки, или указанный шестой электрический сигнал qd, представляющий требуемое значение для скорости q по тангажу; и
- второе средство переключения, предназначенное для:
передачи в указанное первое составляющее устройство либо сигнала управляемого коэффициента перегрузки, передаваемого указанным автопилотом, или сигнала управляемого коэффициента перегрузки, передаваемого указанным элементом ручного пилотирования;
или, в противном случае, передачи указанного шестого электрического сигнала qd в первое средство интегрирования, которое позволяет формировать четвертый электрический сигнал θd, представляющий требуемое значение положения θ, причем указанное первое средство переключения может передавать в указанное второе составляющее устройство указанные четвертый и шестой электрические сигналы θd и qd вместо указанных третьего и седьмого электрических сигналов θC и qc, генерируемых указанным первым составляющим устройством.
Предпочтительно для определения указанного второго электрического сигнала αc на основе первого сигнала γc указанное первое составляющее устройство содержит второе средство расчета, выполняющее расчет выражения
в котором Fγ и Gγ представляют функции состояния воздушного судна при
и
где g представляет собой ускорение силы тяжести, γ представляет собой аэродинамический наклон, V - скорость воздушного судна, ρ - плотность воздуха, m - массу воздушного судна, S - расчетную площадь воздушного судна, Czα=0 коэффициент подъемной силы воздушного судна для нулевого угла атаки, - градиент аэродинамического коэффициента подъемной силы, как функцию угла атаки, и T - силу тяги воздушного судна.
Для формирования указанного третьего электрического сигнала θC указанное первое составляющее устройство может содержать второе средство интегратора, которое может интегрировать указанный седьмой электрический сигнал qc, и первый сумматор, предназначенный для формирования суммы интеграла, передаваемого указанным вторым средством интегратора, и указанного второго электрического сигнала αc.
Предпочтительно указанное второе составляющее устройство, либо на основе указанного третьего электрического сигнала θC и седьмого электрического сигнала qc, передаваемого из указанного первого составляющего устройства, или на основе указанного четвертого сигнала θd и указанного седьмого сигнала qd, передаваемого из указанного элемента ручного пилотирования, а также текущих значений qr и θr скорости q по тангажу и продольного положения θ, определяет восьмой электрический сигнал , представляющий соответствующее управляемое значение ускорения по тангажу, затем, на основе восьмого электрического сигнала указанное второе составляющее устройство определяет указанный пятый электрический сигнал δmc.
Предпочтительно указанное второе составляющее устройство рассчитывает указанный восьмой электрический сигнал , используя уравнение
где θV представляет собой указанный третий или четвертый электрический сигнал, θr представляет текущее значение продольного положения θ, qv - указанный шестой или седьмой электрический сигнал, qr - текущее значение скорости q по тангажу, K1, K2, K3 и K4 представляют собой постоянные коэффициенты. Кроме того, для определения указанного пятого электрического сигнала δmc на основе указанного восьмого электрического сигнала , указанное второе составляющее устройство предпочтительно содержит третье средство расчета, которое выполняет расчет выражения
в котором Fq и Gq представляют собой функции состояния вождушного судна при
и
где Iγ представляет собой инерцию по углу тангажа, ρ представляет плотность воздуха, V - скорость воздушного судна, S - расчетную площадь воздушного судна, l - расчетную длину воздушного судна, Cmδm=0 - коэффициент угла тангажа, T - силу тяги, b - плечо рычага двигателей, τ - угол продольного наклона двигателей и
На приложенных чертежах представлены варианты выполнения, предназначенные для пояснения изобретения. На этих чертежах идентичными ссылочными позициями обозначены аналогичные элементы.
На фиг.1 показана схема примерного варианта выполнения электрической системы управления полетом в соответствии с настоящим изобретением.
На фиг.2 показана схема интегрированного устройства, используемого в системе по фиг.1.
На фиг.3 показана схема первого составляющего устройства системы по фиг.1.
На фиг.4 представлена кривая усиления устройства по фиг.3.
На фиг.5 показана схема второго составляющего устройства системы по фиг.1.
На фиг.6 и 7 показаны схемы, иллюстрирующие характеристику средства расчета второго составляющего устройства, выполняющего расчет восьмого электрического сигнала .
В изображенном на схеме примерном варианте выполнения электрической системы управления полетом воздушного судна в соответствии с настоящим изобретением, показанном на фиг.1, представлены автопилот 1, система 2 ручки управления, поверхности 3 управления направлением и устройство 4, предназначенное для управления отклонением указанных поверхностей управления.
В данном примере предполагается, что автопилот 1 может подавать на свой выходной вывод 7 электрический сигнал nzc управления, соответствующий управляемому значению коэффициента перегрузки, в то время как система 2 ручки управления позволяет генерировать на своем выходном выводе 24 электрический сигнал управления, соответствующий при переключении либо требуемому значению qd скорости по тангажу, или управляемому значению nzc коэффициента перегрузки. Кроме того, с одной стороны, предусмотрено средство расчета 5, позволяющее рассчитывать на основе управляемого значения nzc электрический сигнал , представляющий управляемое значение производной по времени аэродинамического наклона γ, и, с другой стороны, средство 6 интегрирования, позволяющее получать на основе указанного требуемого значения qd электрический сигнал θd, представляющий требуемое значение продольного положения θ.
Средство расчета 5 работает на основе соотношения
связывающего коэффициент nz перегрузки и производную аэродинамического наклона γ, причем V представляет скорость воздушного судна и g представляет собой ускорение силы тяжести. Таким образом, средство 5 расчета, в которое передают скорость V и ускорение g силы тяжести и которое получает управляемое значение nzc, определяет величину , используя выражение
Средство 6 интегрирования, в свою очередь, содержит входной вывод 8 и два выходных вывода 9 и 10. Между выводами 8 и 9 расположен интегратор 11, в то время как соединение 12 соединяет выводы 8 и 10 (см. фиг.2). Таким образом, когда требуемое значение qd скорости по тангажу подают на входной вывод 8, в результате интегрирования, выполняемого интегратором 11, получают требуемое значение продольного положения θd на выходном выводе 9 и требуемое значение скорости qd по тангажу на выводе 10.
Как было описано выше и как показано на фиг.1, представленный здесь пример электрической системы управления полетом в соответствии с изобретением содержит:
- первое составляющее устройство 13, содержащее входной вывод 14, перед которым расположено средство расчета 5, и два выходных вывода 15 и 16;
- второе составляющее устройство 17, содержащее два входных вывода 18 и 19 и выходной вывод 20, причем последний выходной вывод управляет устройством 4;
- переключатель 21, который позволяет подключать входной вывод 27 средства расчета 5 либо к выходному выводу 7 автопилота 1, или к выводу 22;
- переключатель 23, который позволяет соединять выходной вывод 24 системы 2 ручки управления либо с указанным выводом 22, или со входным выводом 8 средства 6 интегрирования, причем указанный переключатель 23, кроме того, управляет переключением между сигналом qd скорости по тангажу и сигналом nzc на указанном выходном выводе 24; когда переключатель 23 соединяет выводы 24 и 8, при этом выходной сигнал системы 2 ручки управления представляет собой сигнал qd; и, наоборот, когда переключатель 23 соединяет выводы 24 и 22, выходной сигнал системы 2 ручки управления представляет собой сигнал nzc;
- переключатель 25, который позволяет соединять входной вывод 18 второго устройства 17 либо с выходным выводом 15 первого устройства 13, или с выходным выводом 9 средства 6 интегрирования; и
- переключатель 26, который позволяет соединять входной вывод 19 второго устройства 17 либо с выходным выводом 16 первого устройства 13, или с выходным выводом 10 средства 6 интегрирования.
Из приведенного выше можно видеть, что:
- когда переключатели 21, 25 и 26 соединяют соответственно выводы 27 и 7, 18 и 15 и 19 и 16, рулями 3 высоты управляют на основе автопилота 1, используя первое и второе устройства 13 и 17, при этом параметр управления представляет собой управляемое значение nzc коэффициента перегрузки;
- когда переключатели 21, 23, 25 и 26 соединяют соответственно выводы 24 и 22, 22 и 27, 18 и 15 и 19 и 16, рулями 3 высоты управляют на основе системы 2 ручки управления с использованием первого и второго устройств 13 и 17, причем параметр управления представляет собой управляемое значение nzc указанного коэффициента перегрузки; и
- когда переключатели 23, 25 и 26 соединяют соответственно выводы 24 и 8, 18 и 9 и 19 и 10, рулями 3 высоты управляют на основе системы 2 ручки управления с использованием только второго устройства 17, при этом параметр управления представляет собой требуемую скорость по тангажу qd.
На фиг.3 показан пример варианта выполнения первого составляющего устройства 13. В этом примерном варианте выполнения первое устройство 13 содержит:
- устройство 30 защиты, например, типа схемы голосования, которая принимает сигнал γc средства 5 расчета на выводе 14, которое не может защитить этот сигнал между максимальным значением γmax и минимальным значением γmin;
- калькулятор 31, принимающий сигнал γc устройства 30 защиты, а также множество сигналов 32 отклика и рассчитывающий (как описано ниже) управляемый угол αc атаки;
- устройство 33 защиты, например, типа схемы голосования, принимающее управляемый сигнал угла αc атаки и позволяющее защитить этот сигнал между максимальным значением αmax и минимальным αmin;
- соединение 34 между выходом устройства 30 защиты и выходным терминалом 16, причем указанное соединение 34 содержит устройство 35 коэффициента K(α) усиления, который изменяется как функция угла α атаки; следует отметить, что на выходе устройства 30 защиты появляется сигнал , который равен разности между управляемой скоростью по тангажу qc и производной управляемого угла атаки (фактически, θ=α+γ). Теперь производная управляемого угла атаки, как правило, содержит очень большое количество шумов, так что предпочтительно пренебречь ее значением; следовательно, производная управляемого наклона используется для оценки приблизительного значения управляемой скорости по тангажу qc. Как показано на фиг.4, коэффициент K (α) усиления всегда равен 1, за исключением случаев близости к αmin и αmax, где он уменьшается до нуля. Таким образом, получают защиту в отношении угла атаки;
- устройство 36 c коэффициентом усиления 1-K (α), получающее текущее значение аэродинамического наклона γr;
- сумматор 37 складывающий вместе выходные сигналы устройств 35 и 36 и передает полученный в результате сигнал на свой вывод 16; этот полученный в результате сигнал, таким образом, представляет в случаях, когда значение α находится далеко от αmin и αmax, и γr, когда значение α равно αmin или αmax;
- сумматор 39, складывающий вместе указанный управляемый наклон γс, полученный интегратором 38, и управляемый угол αс атаки, полученный из устройства 33 защиты, для получения управляемого положения θc и передачи его на вывод 15, возможно через дополнительное устройство 40 защиты на основе угла атаки, используя текущие значения αr и θr угла атаки и положения.
Работа калькулятора 31 основана на уравнении подъемной силы, которое может быть записано следующим образом
причем в этом выражении Fγ и Gγ представляют собой функции состояния воздушного судна при
и
где g представляет ускорение силы тяжести, γ - аэродинамический наклон, V - скорость воздушного судна, ρ - плотность воздуха, m - массу воздушного судна, S - расчетную площадь воздушного судна, Czα=0 - коэффициент подъемной силы воздушного судна для нулевого угла атаки, - градиент аэродинамического коэффициента подъемной силы как функцию угла атаки и T - силу тяги воздушного судна.
Сигналы 32 отклика, получаемые с помощью калькулятора 31, таким образом, состоят из параметров g, γ, V, ρ, m, S, Czα=0, и T, которые доступны на борту воздушного судна, что позволяет рассчитать значения Fγ и GY, после чего калькулятор 31 рассчитывает значение αc, используя выражение
Таким образом, на выводах 15 и 16 первого составляющего устройства 13 получают, соответственно, значение управляемого положения θC и управляемой скорости по тангажу qc.
Как указано выше, сигнал θv управляемого положения на входном выводе 18 второго составляющего устройства 17 формируется либо по сигналу θC, который подают с выходного вывода 15 первого составляющего устройства 13, или по сигналу θd, который получают от средства 6 интегрирования.
Аналогично, значение управляемой скорости по тангажу сигнала qv на входном выводе 19 указанного второго составляющего устройства 17 формируют либо по сигналу qc, который получают с выходного вывода 16 первого составляющего устройства 13, или по сигналу, θd, поступающему от средства 6 интегрирования.
Во втором составляющем устройстве 17 сигнал θV управляемого продольного положения передают в устройство 41 защиты, например, типа схемы голосования, которое поддерживает этот сигнал между минимальным значением θmin и максимальным значением θmax. Управляемую скорость сигнала qv по тангажу, в свою очередь, передают в устройство 42 усиления, коэффициент K(θ) усиления которого всегда равен 1, за исключением тех случаев, когда θ находится близко к значениям θmin или θmax, в которых значение K(θ) равно нулю (кривая коэффициента K(θ) усиления как функция θ аналогична кривой, показанной на фиг.4, для изменения K(α) как функции α).
На основе значений θV (защищенных таким образом) и qv (передаваемых в устройство 42) составляющее устройство 17 содержит средство для расчета производной по времени qv, которое представляет управляемые значения ускорения угла тангажа. Это средство расчета содержит:
- устройство 43 коэффициента усиления с коэффициентом K1 усиления, принимающее сигнал θV устройства 41 защиты;
- устройство 44 коэффициента усиления с коэффициентом K2 усиления, принимающее текущее значение θr продольного положения;
- устройство 45 коэффициента усиления с коэффициентом K3 усиления, принимающее сигнал qv устройства 42;
- устройство 46 коэффициента усиления с коэффициентом K4 усиления, принимающее текущее значение qr скорости q по тангажу;
- вычитатель 47, предназначенный для расчета разности K1.θV - K2.θr;
- вычитатель 48, предназначенный для расчета разности K3.qv - K4.qr; и
- сумматор 49, предназначенный для расчета суммы
Следует отметить, что, используя преобразование Лапласа, эта сумма может быть записана следующим образом:
s2·θr=K1·θv-K2·θr+K3·sθv-K4·s·θr,
причем в этом выражении s представляет собой оператор Лапласа, так, что
θr/θv=(τ·s+1)·ω2/(s2+2·z·ω·s+ω2),
если принять K1=K2=ω2, K3=τ/ω2 и K4 - 2·z·ω.
Элементы 43-49 поэтом, ведут себя как фильтр второго порядка с угловой частотой ω собственных колебаний и затуханием z, с постоянным по времени изменением фазы первого порядка, равным τ.
На фиг.6 и 7, соответственно, представлены отклик показателей и отклик сближения с целевыми значениями такого фильтра как функция времени t.
Второе составляющее устройство 17, кроме того, содержит калькулятор 50, принимающий управляемое значение ускорения угла тангажа, сформированное элементами 43-49, а также множеством откликов 51, и рассчитывающий сигнал δmc.
Работа калькулятора 50 основана на том факте, что, как известно, ускорение угла тангажа воздушного судна представляет собой линейную функцию угла отклонения δm рулей 3 высоты, которая может быть записана следующим образом:
и в этом выражении
и
где Iy представляет собой инерцию угла тангажа, ρ - плотность воздуха, V - скорость воздушного судна, S - расчетную площадь воздушного судна, l - расчетную длину воздушного судна, Cmδm=0 - коэффициент угла тангажа, T - силу тяги, b - плечо рычага двигателей, t - угол продольного наклона двигателей и - эффективность рулей высоты.
Таким образом, отклики 51 содержат Iγ, ρ, V, S, l, Cmδm=0, T, b, τ и , и калькулятор 50 рассчитывает выражение
Таким образом, можно видеть, что в соответствии с настоящим изобретением получают систему продольного электрического управления полетом с интегрированной защитой в отношении коэффициента перегрузки, угла атаки и продольного положения, причем в качестве параметра пилотирования можно выбрать коэффициент перегрузки или скорость по тангажу.
Claims (10)
1. Электрическая система управления полетом, для управления рулями (3) высоты воздушного судна по коэффициенту перегрузки, причем указанными рулями высоты управляют с помощью средства (4) управления, обеспечивающего установку указанных рулей высоты в положение отклонения, в зависимости от электрического сигнала δmc, представляющего управляемое значение угла δm отклонения указанных рулей (4) высоты, в которой система содержит
первое средство расчета, предназначенное для расчета, на основе электрического сигнала nzc, представляющего управляемое значение указанного коэффициента перегрузки, первого электрического сигнала , представляющего управляемое значение производной по времени аэродинамического наклона указанного воздушного судна;
первое составляющее устройство (13), которое:
содержит первое средство защиты (30), которое может поддерживать указанный первый электрический сигнал между минимальным значением и максимальным значением;
на основе указанного первого электрического сигнала определяет, по меньшей мере, второй электрический сигнал αс, представляющий соответствующее управляемое значение угла α атаки, и третий электрический сигнал θC, представляющий соответствующее управляемое значение θ продольного положения;
содержит второе средство (33) защиты, которое может поддерживать указанный второй электрический сигнал αC между минимальным значением и максимальным значением; и
передает, по меньшей мере, указанный третий электрический сигнал θC на свой выход (15); и
второе составляющее устройство (17), которое
может принимать на своем входе (18), по меньшей мере, указанный третий электрический сигнал θC или четвертый электрический сигнал θd, аналогичный указанному третьему электрическому сигналу θC;
содержит третье средство защиты, которое может поддерживать указанный третий или четвертый электрический сигнал между минимальным значением и максимальным значением; и
может передавать на свой выход (20) пятый электрический сигнал, который составляет указанный сигнал δmc, представляющий соответствующее управляемое значение угла δm отклонения указанных рулей (4) высоты.
2. Система по п.1,
в которой система содержит первое средство переключения (25, 26), которое может принимать:
либо первое положение, в котором выход указанного первого составляющего устройства подключен ко входу указанного второго составляющего устройства, так что указанный третий электрический сигнал θC затем передают в указанное второе составляющее устройство;
или второе положение, в котором на вход указанного второго устройства поступает указанный четвертый электрический сигнал θd, аналогичный указанному третьему электрическому сигналу θC, и сгенерированный на основе шестого электрического сигнала qd, представляющего требуемое значение для скорости q по тангажу.
3. Система по п.1, в которой указанное первое составляющее устройство (13) определяет, в дополнение к указанному второму электрическому сигналу θC и указанному третьему электрическому сигналу θC, седьмой электрический сигнал qc, представляющий соответствующее управляемое значение скорости q по тангажу, и указанное первое средство переключения может передавать указанный седьмой электрический сигнал qc в указанное второе составляющее устройство (17).
5. Система по п.2, в которой система содержит:
автопилот (1), который может передавать сигнал nzc управляемого коэффициента перегрузки;
элемент (2) ручного пилотирования, который может передавать путем переключения либо сигнал nzc управляемого коэффициента перегрузки, или указанный шестой электрический сигнал qd, представляющий требуемое значение скорости q по тангажу; и
второе средство (21, 23) переключения, предназначенное для:
передачи в указанное первое составляющее устройство (13) либо сигнала управляемого коэффициента перегрузки, передаваемого указанным автопилотом, или сигнала управляемого коэффициента перегрузки, передаваемого указанным элементом ручного пилотирования;
или, в противном случае, передачи указанного шестого электрического сигнала qd в первое средство интегрирования (6), которое позволяет формировать четвертый электрический сигнал θd, представляющий требуемое значение и положения,
указанное первое средство (25, 26) переключения может передавать в указанное второе составляющее устройство (17) указанные четвертый и шестой электрические сигналы θd и qd вместо указанных третьего и седьмого электрических сигналов θC и qc, генерируемых указанным первым составляющим устройством.
6. Система по п.1,
в которой для определения указанного второго электрического сигнала αс на основе первого сигнала указанное первое составляющее устройство содержит второе средство расчета (31), выполняющее расчет выражения
в котором Fγ и Gγ представляют функции состояния воздушного судна при
и
где g представляет собой ускорение силы тяжести, у представляет собой аэродинамический наклон, V - скорость воздушного судна, ρ - плотность воздуха, m - массу воздушного судна, S - расчетную площадь воздушного судна, Czα=0 - коэффициент подъемной силы воздушного судна для нулевого угла атаки, - градиент аэродинамического коэффициента подъемной силы, как функцию угла атаки, и Т - силу тяги воздушного судна.
7. Система по п.3, в которой указанное первое составляющее устройство содержит второе средство (38) интегратора, которое может интегрировать указанный седьмой электрический сигнал qc, и первый сумматор (39), предназначенный для формирования суммы интеграла, передаваемого указанным вторым средством (38) интегратора, и указанного второго электрического сигнала αс для формирования указанного третьего электрического сигнала θC.
8. Система по п.5, в которой указанное второе составляющее устройство (17) либо на основе указанного третьего электрического сигнала θC и седьмого электрического сигнала qc, передаваемого из указанного первого составляющего устройства (13), либо на основе указанного четвертого сигнала θd и указанного шестого сигнала qd, передаваемого из указанного элемента ручного пилотирования, а также текущих значений qr и θr скорости q по тангажу и продольного положения и, определяет восьмой электрический сигнал , представляющий соответствующее управляемое значение ускорения по углу тангажа, затем на основе этого восьмого электрического сигнала указанное второе составляющее устройство определяет указанный пятый электрический сигнал δmc.
9. Система по п.8, в которой указанное второе составляющее устройство рассчитывает указанный восьмой электрический сигнал qc, используя уравнение
где θV представляет собой указанный третий или четвертый электрический сигнал, θr представляет текущее значение продольного положения θ, qv, - указанный шестой или седьмой электрический сигнал, qr - текущее значение скорости q по тангажу, К1, К2, К3 и К4 представляют собой постоянные коэффициенты.
10. Система по п.8, в которой для определения указанного пятого электрического сигнала δmc на основе указанного восьмого электрического сигнала , указанное второе составляющее устройство содержит третье средство расчета, которое выполняет расчет выражения
в котором Fq и Gq представляют собой функции состояния воздушного судна при
и
где Iy представляет собой инерцию по углу тангажа, ρ представляет плотность воздуха, V - скорость воздушного судна, S - расчетную площадь воздушного судна, l - расчетную длину воздушного судна, Cmδm=0 - коэффициент угла тангажа, Т - силу тяги, b - плечо рычага двигателей, τ - угол продольного наклона двигателей и - эффективность рулей высоты.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0408862A FR2874204B1 (fr) | 2004-08-13 | 2004-08-13 | Systeme de commande de vol electriques pour les gouvernes de profondeur d'un aeronef |
FR04/08,862 | 2004-08-13 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2335007C1 true RU2335007C1 (ru) | 2008-09-27 |
Family
ID=34948268
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007109070/28A RU2335007C1 (ru) | 2004-08-13 | 2005-07-27 | Электрическая система управления полетом, управляющая рулями высоты воздушного судна |
Country Status (11)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7702429B2 (ru) |
EP (1) | EP1776625B1 (ru) |
JP (1) | JP4764879B2 (ru) |
CN (1) | CN100501624C (ru) |
AT (1) | ATE380364T1 (ru) |
BR (1) | BRPI0511347A (ru) |
CA (1) | CA2567209C (ru) |
DE (1) | DE602005003679T2 (ru) |
FR (1) | FR2874204B1 (ru) |
RU (1) | RU2335007C1 (ru) |
WO (1) | WO2006024745A1 (ru) |
Families Citing this family (19)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2903379B1 (fr) * | 2006-07-07 | 2008-08-29 | Thales Sa | Convertisseur de commande de facteur de charge en consigne d'ecart d'assiette longitudinale |
FR2909463B1 (fr) * | 2006-12-05 | 2014-07-18 | Airbus France | Procede et dispositif de controle actif du roulis d'un avion |
FR2909461B1 (fr) * | 2006-12-05 | 2014-08-22 | Airbus France | Procede et dispositif de decollage automatique d'un avion. |
FR2909462B1 (fr) | 2006-12-05 | 2008-12-26 | Airbus France Sas | Procede et dispositif de controle actif du tangage d'un avion. |
US8386093B2 (en) * | 2007-04-05 | 2013-02-26 | Bombardier Inc. | Multi-axis serially redundant, single channel, multi-path fly-by-wire flight control system |
US8165733B2 (en) * | 2007-09-04 | 2012-04-24 | Embraer S.A. | Stall, buffeting, low speed and high attitude protection system |
FR2921728B1 (fr) * | 2007-09-27 | 2009-11-27 | Eurocopter France | Procede et dispositif d'obtention d'une vitesse verticale predictive d'un giravion |
JP5123964B2 (ja) | 2010-02-26 | 2013-01-23 | 三菱重工業株式会社 | 航空機の制御システム、航空機の制御方法、及び航空機 |
CN102435410B (zh) * | 2011-12-01 | 2013-09-25 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种燃气舵搭载发动机热试车的试验系统 |
CN102494867B (zh) * | 2011-12-01 | 2014-03-19 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种燃气舵搭载发动机热试车的测力装置 |
CN103303465A (zh) * | 2012-03-09 | 2013-09-18 | 陕西飞机工业(集团)有限公司 | 一种飞机方向舵调整片偏角限制装置电气控制方法及其系统 |
FR3010696B1 (fr) * | 2013-09-13 | 2015-10-09 | Airbus Operations Sas | Procede et systeme de commande de vol d'un aeronef. |
CN105711819B (zh) * | 2014-12-03 | 2018-01-19 | 武汉航空仪表有限责任公司 | 一种电动方向舵控制装置 |
FR3035235B1 (fr) * | 2015-04-14 | 2017-05-12 | Airbus Operations Sas | Procede et systeme de commande de vol d'un aeronef selon l'axe de tangage |
CN106184713B (zh) * | 2015-04-29 | 2018-07-24 | 陕西飞机工业(集团)有限公司 | 一种飞机升降舵调整片自动配平方法 |
CN106184715B (zh) * | 2015-04-29 | 2018-07-24 | 陕西飞机工业(集团)有限公司 | 一种飞机驾驶杆配平系统 |
CN105892482A (zh) * | 2016-04-01 | 2016-08-24 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 一种自动飞行控制系统配平适配器 |
CN105786009B (zh) * | 2016-04-07 | 2019-07-19 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机非对称挂载的飞行控制方法 |
CN114194379B (zh) * | 2021-11-22 | 2023-10-13 | 北京机电工程研究所 | X型气动布局提升控制能力的组合舵方法 |
Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4373184A (en) * | 1979-12-26 | 1983-02-08 | The Boeing Company | Vertical flight path steering system for aircraft |
SE442852B (sv) * | 1983-04-18 | 1986-02-03 | Saab Scania Ab | Forfarande och anordning vid styrsystem for att astadkomma forhojd momentgradient for sma manoverdonsrorelser |
US5016177A (en) * | 1983-05-31 | 1991-05-14 | The Boeing Company | Aircraft flight path angle display system |
JPH01156198A (ja) * | 1987-12-11 | 1989-06-19 | Honeywell Inc | 風のシヤーにおける航空機の最適飛行誘導装置 |
US4893245A (en) * | 1988-01-11 | 1990-01-09 | Honeywell Inc. | Windshear guidance for aircraft having inertial sensor |
FR2656585B1 (fr) * | 1989-12-28 | 1995-01-13 | Aerospatiale | Systeme pour diminuer les efforts appliques a la voilure et notamment a l'emplanture des ailes d'un aeronef en vol. |
FR2664231B1 (fr) * | 1990-07-04 | 1992-10-09 | Aerospatiale | Systeme pour la commande integree en profondeur et en poussee d'un aeronef. |
FR2668750B1 (fr) * | 1990-11-06 | 1993-01-22 | Aerospatiale | Systeme pour la commande integree en profondeur et en poussee d'un aeronef. |
JPH06195125A (ja) * | 1992-12-14 | 1994-07-15 | Nec Corp | 飛翔体の飛行制御装置 |
FR2711257B1 (fr) * | 1993-10-14 | 1995-12-22 | Aerospatiale | Système de commande de vol électrique pour avion avec protection en assiette au décollage. |
US5823479A (en) * | 1996-05-20 | 1998-10-20 | The Boeing Company | Landing attitude modifier for airplane |
US6003811A (en) * | 1997-03-24 | 1999-12-21 | The Boeing Company | Aircraft servovalve current rate limiter |
-
2004
- 2004-08-13 FR FR0408862A patent/FR2874204B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2005
- 2005-07-27 JP JP2007525318A patent/JP4764879B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2005-07-27 EP EP05793258A patent/EP1776625B1/fr active Active
- 2005-07-27 WO PCT/FR2005/001950 patent/WO2006024745A1/fr active IP Right Grant
- 2005-07-27 US US11/573,524 patent/US7702429B2/en active Active
- 2005-07-27 DE DE602005003679T patent/DE602005003679T2/de active Active
- 2005-07-27 CA CA2567209A patent/CA2567209C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2005-07-27 RU RU2007109070/28A patent/RU2335007C1/ru not_active IP Right Cessation
- 2005-07-27 CN CNB2005800274759A patent/CN100501624C/zh active Active
- 2005-07-27 BR BRPI0511347-4A patent/BRPI0511347A/pt active Search and Examination
- 2005-07-27 AT AT05793258T patent/ATE380364T1/de not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Михалев И.А. и др. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987, с.174. Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение. 1973, с.118-122. * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP2008509496A (ja) | 2008-03-27 |
DE602005003679T2 (de) | 2008-11-20 |
FR2874204A1 (fr) | 2006-02-17 |
FR2874204B1 (fr) | 2007-12-14 |
ATE380364T1 (de) | 2007-12-15 |
EP1776625A1 (fr) | 2007-04-25 |
CN100501624C (zh) | 2009-06-17 |
CA2567209C (fr) | 2016-03-15 |
CA2567209A1 (fr) | 2006-03-09 |
US20070246605A1 (en) | 2007-10-25 |
DE602005003679D1 (de) | 2008-01-17 |
US7702429B2 (en) | 2010-04-20 |
WO2006024745A1 (fr) | 2006-03-09 |
CN101006403A (zh) | 2007-07-25 |
EP1776625B1 (fr) | 2007-12-05 |
JP4764879B2 (ja) | 2011-09-07 |
BRPI0511347A (pt) | 2007-12-04 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2335007C1 (ru) | Электрическая система управления полетом, управляющая рулями высоты воздушного судна | |
US8025256B2 (en) | Precision adjust split detent for a vehicle | |
CA1050633A (en) | Semi-automatic flight control system utilizing limited authority stabilization system | |
US3528633A (en) | System for controlling and stabilizing an aircraft in yaw | |
EP0253614A2 (en) | Vertical flight path and airspeed control system for aircraft | |
CN108860574B (zh) | 用于旋翼飞行器有源横向摆动滤波器的系统和方法 | |
US11312480B2 (en) | System and method for controlling rotorcraft | |
US11364994B2 (en) | Flight control method for rotorcraft, and a rotorcraft | |
JPH0355360B2 (ru) | ||
US10351230B2 (en) | Initial rotor state compensation for a rotorcraft | |
EP3677505B1 (en) | System and method for controlling rotorcraft | |
EP2826707B1 (en) | Feedback system for a flying control member of an aircraft | |
US10843791B2 (en) | System and method for controlling rotorcraft | |
RU2387578C1 (ru) | Система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета | |
SE450371B (sv) | Manoverkraftgradientsystem | |
Sahasrabudhe et al. | Simulation Investigation of a Comprehensive Collective‐Axis Tactile Cueing System | |
EP3677979B1 (en) | System and method for controlling rotorcraft | |
US10816999B2 (en) | System and method for controlling rotorcraft | |
ES2339604T3 (es) | Convertidor de orden de factor de carga en instruccion de variacion de actitud. | |
US8095252B2 (en) | Piloting method and device avoiding the pilot induced oscillations | |
RU8813U1 (ru) | Система управления положением вертолета | |
GB2521814A (en) | Improvements in aircraft | |
JPS58200307A (ja) | 飛しよう体自動操縦方式 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20120221 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200728 |