RU2372250C1 - Method of automatic control of highly-maneuverable aircraft - Google Patents
Method of automatic control of highly-maneuverable aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2372250C1 RU2372250C1 RU2008107756/11A RU2008107756A RU2372250C1 RU 2372250 C1 RU2372250 C1 RU 2372250C1 RU 2008107756/11 A RU2008107756/11 A RU 2008107756/11A RU 2008107756 A RU2008107756 A RU 2008107756A RU 2372250 C1 RU2372250 C1 RU 2372250C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- signal
- control
- value
- drive
- position sensor
- Prior art date
Links
Landscapes
- Feedback Control In General (AREA)
Abstract
Description
Заявляемое изобретение относится к способам автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, в частности к способам, обеспечивающим требуемые характеристики продольной устойчивости и управляемости самолета.The claimed invention relates to methods for automatically controlling the flight of a highly maneuverable aircraft, in particular to methods that provide the required characteristics of longitudinal stability and controllability of the aircraft.
Известны способы автоматического управления полетом самолета, при которых требования продольной устойчивости и управляемости самолета обеспечиваются благодаря использованию статических автоматов продольного управления (АПУ). Известные способы описаны, например, в книгах: Михалев И.А. и др. Системы автоматического управления самолетом. Методы анализа и расчета. М., Машиностроение, 1971, с.142, 146-150; под ред. Федорова С.М. Автоматизированное управление самолетами и вертолетами. М., Транспорт, 1977, с.76-77.Known methods of automatic flight control of the aircraft, in which the requirements of longitudinal stability and controllability of the aircraft are ensured through the use of static automatic control longitudinal control (APU). Known methods are described, for example, in the books: Mikhalev I.A. and other systems of automatic control of the aircraft. Methods of analysis and calculation. M., Mechanical Engineering, 1971, p.142, 146-150; under the editorship of Fedorova S.M. Automated control of airplanes and helicopters. M., Transport, 1977, p. 76-77.
К недостаткам известных способов автоматического управления, предусматривающих использование АПУ, следует отнести тот факт, что, применительно к высокоманевренному самолету типа МИГ-29КУБ, при выходе привода аэродинамического руля на предельные значения, система «Самолет-АПУ» размыкается по сигналам обратной связи. В системе в продольном движении самолета возникают существенные колебания и, кроме того, «свободный ход» ручки управления, т.е. состояние, характеризующееся тем, что при выходе привода на предельные значения при определенной величине сигнала с датчика положения ручки дальнейшее увеличение перемещения ручки и затем перемещение ее в противоположном направлении до момента, когда привод «сходит с упора», не приводит к изменению нормальной перегрузки. В данном диапазоне перемещения ручки управления летчиком самолет становится неуправляемым, что из условий безопасности полета недопустимо.The disadvantages of the known automatic control methods involving the use of APUs include the fact that, when applied to a highly maneuverable aircraft of the MIG-29KUB type, when the aerodynamic rudder drive reaches its limit values, the Aircraft-APU system is opened by feedback signals. Significant fluctuations occur in the system in the longitudinal movement of the aircraft and, in addition, the “free travel” of the control handle, i.e. a state characterized in that when the drive reaches the limit values for a certain signal from the handle position sensor, a further increase in the handle's movement and then moving it in the opposite direction until the drive “comes off the stop” does not lead to a change in normal overload. In this range of movement of the pilot control knob, the aircraft becomes uncontrollable, which is unacceptable from flight safety conditions.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому способу является способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, предусматривающий использование статического АПУ, описанный в книге Оболенского Ю.Г. Управление полетом маневренных самолетов. М., филиал Воениздат, 2007, с.254.Closest to the technical nature of the claimed method is a method of automatically controlling the flight of a highly maneuverable aircraft, involving the use of static AAP, described in the book Obolensky Yu.G. Flight control of maneuverable aircraft. M., branch of Military Publishing, 2007, p. 254.
Однако данному способу присущи недостатки, описанные выше, не позволяющие обеспечить требуемые характеристики устойчивости и управляемости в продольном движении самолета.However, this method has the disadvantages described above, which do not allow to provide the required stability and controllability characteristics in the longitudinal movement of the aircraft.
Целью настоящего изобретения является обеспечение требуемых характеристик управляемости самолета путем динамического ограничения управляющего сигнала и ликвидации «свободного хода» ручки управления летчика и повышения тем самым безопасности полета.The aim of the present invention is to provide the required characteristics of the controllability of the aircraft by dynamically limiting the control signal and eliminating the "free wheeling" of the pilot's control handle and thereby increasing flight safety.
Поставленная цель достигается за счет того, что согласно предлагаемому способу автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, предусматривающему использование статического автомата продольного управления, составляющую сигнала управления приводом аэродинамического руля, сформированную на основе сигнала с датчика положения ручки управления и сигнала с интегрального блока датчиков, соответствующего текущему значению нормальной перегрузки, динамически ограничивают, для чего данную составляющую сигнала управления приводом пропускают через нелинейный элемент с ограничением и зоной нечувствительности, определяемой минимальным и максимальным предельными значениями отклонения привода, при этом, если величина данной составляющей сигнала управления соответствует величине максимального сигнала, при котором привод перемещается до предельного значения, сигнал, сформированный на выходе нелинейного элемента, подают на интегрирующее устройство префильтра и переопределяют значение интеграла на его выходе, кроме того, формируют компенсационный сигнал «свободного хода» ручки управления, для чего определяют значение сигнала ручки управления в момент перемещения привода до предельных значений, вычисляют сигнал разности между текущим значением сигнала датчика положения ручки управления и значением сигнала датчика положения ручки управления в момент выхода привода на предельные значения, определяют производную сигнала разности и запоминают его значение при условии смены знака производной, по экспоненциальному закону уменьшают данный сигнал по абсолютной величине до нуля в момент времени, соответствующий равенству текущего значения сигнала датчика положения ручки управления и значения сигнала датчика положения ручки управления в момент выхода привода на максимальные значения, вычисляют сигнал разности между текущим значением сигнала датчика положения ручки управления и компенсационным сигналом «свободного хода» ручки управления и подают его на префильтр.This goal is achieved due to the fact that according to the proposed method of automatic flight control of a highly maneuverable aircraft, involving the use of a static longitudinal control automaton, a component of the control signal of the aerodynamic steering wheel drive, generated on the basis of the signal from the position sensor of the control stick and the signal from the integral sensor block corresponding to the current value normal overload, dynamically limit why this component of the control signal the drive is passed through a nonlinear element with a limitation and a deadband defined by the minimum and maximum limit values of the drive deviation, while if the value of this component of the control signal corresponds to the maximum signal at which the drive moves to the limit value, the signal generated at the output of the nonlinear element, fed to the integrating device of the prefilter and redefine the value of the integral at its output, in addition, form a compensation signal free-wheeling ”of the control knob, for which the signal value of the control knob is determined at the moment the drive is moved to the limit values, the difference signal between the current value of the signal of the control knob position sensor and the signal value of the control knob position sensor at the moment the drive reaches the limit values are calculated, the signal derivative is determined differences and remember its value under the condition that the sign of the derivative is changed, exponentially reduce this signal in absolute value to zero at the time the change corresponding to the equality of the current value of the signal of the position sensor of the control handle and the value of the signal of the sensor of the position of the control handle at the time the drive reaches the maximum values, calculate the difference signal between the current value of the signal of the position sensor of the control handle and the compensation signal "free wheeling" of the control handle and apply it to prefilter.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена блок-схема системы, реализующей заявляемый способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, при котором используется статический автомат продольного управления.The invention is illustrated in the drawing, which shows a block diagram of a system that implements the inventive method for automatically controlling the flight of a highly maneuverable aircraft, which uses a static automatic longitudinal control.
Данная система содержит ручку 1 управления, датчик 2 положения ручки управления, первый сумматор 3, префильтр 4, второй сумматор 5, третий сумматор 6, привод 7 аэродинамического руля 8, интегральный блок 9 датчиков, изодромный фильтр 10, нелинейный элемент 11 с ограничением и зоной нечувствительности, определяемой значениями минимального и максимального отклонения привода 7 и формирователь 12 компенсационного сигнала «свободного хода» ручки 1 управления.This system comprises a control knob 1, a control knob position sensor 2, a first adder 3, a prefilter 4, a second adder 5, a third adder 6, an aerodynamic rudder drive 7, an integral sensor unit 9, an isodromic filter 10, a non-linear element 11 with a restriction and a zone insensitivity determined by the values of the minimum and maximum deviations of the actuator 7 and the shaper 12 of the compensation signal "free wheeling" of the control handle 1.
Летчик, управляя самолетом, отклоняет ручку 1 управления, при этом на выходе датчика 2 положения ручки формируется сигнал, пропорциональный отклонению ручки 1, который через первый вход сумматора 3 подают на первый вход префильтра 4, посредством которого осуществляют фильтрацию данного сигнала, ограничение скорости его изменения и формируют коэффициент по данному сигналу, обеспечивающий требуемый градиент управления в системе. Сигнал с выхода префильтра 4 через последовательно соединенные сумматоры 5 и 6 передают на вход привода 7, с помощью которого отклоняют аэродинамический руль 8 и осуществляют управление самолетом, изменяя величины нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа, фиксируемые интегральным блоком 9 датчиков. Сигнал nу нормальной перегрузки с первого выхода интегрального блока 9 датчиков поступает в качестве сигнала отрицательной обратной связи на второй вход сумматора 5, а сигнал ωz угловой скорости тангажа со второго выхода интегрального блока 9 датчиков через изодромный фильтр 10 поступает на второй вход сумматора 6. Сигнал, сформированный на выходе сумматора 5, поступает на вход нелинейного элемента 11. При значении управляющего сигнала на выходе сумматора 5, соответствующем максимальному (предельному) перемещению привода 7, на выходе нелинейного элемента 11, выполняющего в совокупности с интегралом префильтра 4 функцию динамического ограничителя, формируется сигнал либо отрицательной обратной связи, поступающий на вход интеграла префильтра (при аналоговой реализации системы), либо сигнал, переопределяющий значение интеграла (при цифровой реализации). Отметим, что в статике сигнал угловой скорости, пропущенный через изодромный фильтр 10 и поступающий на второй вход сумматора 6, равняется нулю, поэтому привод 7 будет выходить практически на предельные значения, и при этом будет сохраняться демпфирование в системе, т.е. колебательность отсутствует. Сигнал с нелинейного элемента 11 поступает также на первый вход формирователя 12 компенсационного сигнала «свободного хода» ручки 1 управления и информирует о сигнале на выходе сумматора 5, соответствующем выходу привода 7 на предельные значения. При этом определяют значение сигнала датчика 2 положения ручки как величину сигнала на выходе префильтра 4, деленную на коэффициент Кш усиления по сигналу ручки управления. Затем определяют сигнал разности между текущим значением сигнала датчика 2 положения ручки управления и его величиной при сигнале на выходе сумматора 5, соответствующем выходу привода на предельные значения, подают данный сигнал на вход сумматора 3, определяют производную сигнала разности и запоминают его значение при смене знака производной. Таким образом, при измененном направлении движения ручки 1 управления перемещение привода 7 будет происходить в направлении уменьшения его значения по абсолютной величине, изменяя перегрузку («свободный ход» ручки будет ликвидирован). Кроме того, когда при отклонении ручки текущая величина сигнала с датчика положения руки становится равной величине, при которой привод выходит на предельные значения, равномерно во времени уменьшают по абсолютной величине сигнал, поступающий на второй вход сумматора 3.The pilot, controlling the aircraft, rejects the control knob 1, while at the output of the handle position sensor 2 a signal is generated proportional to the deviation of the knob 1, which is fed through the first input of the adder 3 to the first input of the prefilter 4, by means of which this signal is filtered, its rate of change is limited and form a coefficient for this signal, providing the desired control gradient in the system. The signal from the output of the prefilter 4 through series-connected adders 5 and 6 is transmitted to the input of the drive 7, with which the aerodynamic steering wheel 8 is deflected and the airplane is controlled by changing the values of the normal overload and pitch angular velocity fixed by the sensor integral unit 9. The signal n at normal overload from the first output of the sensor integral unit 9 is supplied as a negative feedback signal to the second input of the adder 5, and the signal ω z of the angular pitch velocity from the second output of the sensor integral unit 9 is fed to the second input of the adder 6 through the isodromic filter 10. The signal generated at the output of the adder 5, is fed to the input of the nonlinear element 11. When the value of the control signal at the output of the adder 5, corresponding to the maximum (limit) movement of the actuator 7, at the output of the nonlinear element 11, which, in combination with the integral of the prefilter 4, functions as a dynamic limiter, a signal is generated either of negative feedback coming to the input of the prefilter integral (with an analog implementation of the system), or a signal redefining the value of the integral (with a digital implementation). Note that in static, the angular velocity signal passed through the isodromic filter 10 and fed to the second input of adder 6 is equal to zero, therefore, drive 7 will go almost to its limit values, and damping in the system will be preserved, i.e. there is no oscillation. The signal from the nonlinear element 11 is also fed to the first input of the shaper 12 of the compensation signal "free wheeling" of the control handle 1 and informs about the signal at the output of the adder 5 corresponding to the output of the drive 7 to the limit values. In this case, the signal value of the handle position sensor 2 is determined as the signal value at the output of the prefilter 4 divided by the gain coefficient K w according to the signal of the control handle. Then, the difference signal is determined between the current value of the signal of the sensor 2 for the position of the control handle and its value when the signal at the output of the adder 5 corresponding to the output of the drive reaches the limit values, this signal is input to the input of the adder 3, the derivative of the difference signal is determined, and its value is stored when the sign of the derivative . Thus, with a changed direction of movement of the control handle 1, the movement of the actuator 7 will occur in the direction of decreasing its value in absolute value, changing the overload (the “free travel” of the handle will be eliminated). In addition, when, when the handle is deflected, the current value of the signal from the hand position sensor becomes equal to the value at which the actuator reaches the limit values, the signal supplied to the second input of the adder 3 is uniformly reduced in time in absolute value.
Для реализации заявленного способа автоматического управления высокоманевренным самолетом не требуется специального оборудования. Так, в качестве интегрального блока датчиков может быть использован блок ИБД-51, а функции вычислителей и формирователя компенсационного сигнала могут быть реализованы с помощью бортовой вычислительной машины.To implement the claimed method of automatic control of highly maneuverable aircraft does not require special equipment. So, as an integral block of sensors, the IBD-51 block can be used, and the functions of calculators and a shaper of the compensation signal can be realized using an onboard computer.
Как показали результаты моделирования комплексной системы управления КСУ-941, при использовании данного способа автоматического управления высокоманевренным самолетом предоставляется возможность при перемещении привода до максимальных значений ликвидировать колебания в системе и «свободный ход» ручки управления летчика, тем самым улучшить характеристики устойчивости и управляемости системы и повысить безопасность полета.As the results of modeling the integrated control system KSU-941 showed, when using this method of automatic control of a highly maneuverable aircraft, it is possible to eliminate fluctuations in the system and the “free travel” of the pilot’s control handle when moving the drive to maximum values, thereby improving the stability and controllability of the system and increasing flight safety.
Таким образом, предлагаемый способ реализуем и применим, в частности, для высокоманевренного самолета типа МИГ-29 КУБ.Thus, the proposed method is implemented and applicable, in particular, for a highly maneuverable aircraft type MIG-29 KUB.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008107756/11A RU2372250C1 (en) | 2008-03-03 | 2008-03-03 | Method of automatic control of highly-maneuverable aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008107756/11A RU2372250C1 (en) | 2008-03-03 | 2008-03-03 | Method of automatic control of highly-maneuverable aircraft |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2008107756A RU2008107756A (en) | 2009-09-10 |
| RU2372250C1 true RU2372250C1 (en) | 2009-11-10 |
Family
ID=41165992
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008107756/11A RU2372250C1 (en) | 2008-03-03 | 2008-03-03 | Method of automatic control of highly-maneuverable aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2372250C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2446429C1 (en) * | 2010-10-06 | 2012-03-27 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | High-maneuverability aircraft flight automatic control method |
| RU2459230C2 (en) * | 2010-10-06 | 2012-08-20 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | Automatic flight control system for highly-manoeuvrable aircraft |
| RU2719610C1 (en) * | 2018-12-25 | 2020-04-21 | Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") | Manoeuvrable airplane tri-dimensional effect mechanism control device |
-
2008
- 2008-03-03 RU RU2008107756/11A patent/RU2372250C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Оболенский Ю.Г. Управление полетом маневренных самолетов. - М.: филиал Воениздат, 2007, с.254. Михалев И.А. и др. Системы автоматического управления самолетом. Методы анализа и расчета. - М.: Машиностроение, 1971, с.142, 146-150. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2446429C1 (en) * | 2010-10-06 | 2012-03-27 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | High-maneuverability aircraft flight automatic control method |
| RU2459230C2 (en) * | 2010-10-06 | 2012-08-20 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | Automatic flight control system for highly-manoeuvrable aircraft |
| RU2719610C1 (en) * | 2018-12-25 | 2020-04-21 | Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") | Manoeuvrable airplane tri-dimensional effect mechanism control device |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2008107756A (en) | 2009-09-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP7311303B2 (en) | Composite Aircraft Pitch and Thrust Control | |
| US7630798B2 (en) | Heading reference command and control algorithm systems and methods for aircraft turn-to-target maneuvers | |
| US5127608A (en) | System for integrated pitch and thrust control of an aircraft | |
| US7437223B2 (en) | Heading reference command and control algorithm and cueing systems and methods for aircraft turn-to-target maneuvers | |
| US5722620A (en) | Aircraft pitch-axis stability and command augmentation | |
| US8688295B2 (en) | Response mode for control system of piloted craft | |
| CA1050633A (en) | Semi-automatic flight control system utilizing limited authority stabilization system | |
| WO2018142905A1 (en) | Electric power steering device | |
| Nair et al. | Lyapunov based PD/PID in model reference adaptive control for satellite launch vehicle systems | |
| CN103324190A (en) | Stall, buffeting, low speed and high attitude protection system | |
| RU2372250C1 (en) | Method of automatic control of highly-maneuverable aircraft | |
| US3421719A (en) | Lightweight automatic flight control mechanism | |
| US6386485B1 (en) | Arrangement and method for regulating the steering force in a mechanical steering system for an aircraft | |
| US3051416A (en) | Maneuver limiting autopilot monitor | |
| RU2387578C1 (en) | System for automatic control of highly-maneuverable aircraft flight | |
| RU2373111C1 (en) | Method of automatic flight control of highly-maneuverable aircraft | |
| CN104281149A (en) | Method and device for displaying in real time a pitch instruction on an aircraft during manual piloting | |
| RU2385823C1 (en) | Automatic flight control method of high-performance aircraft | |
| RU2369524C1 (en) | Highly-maneuverable aircraft flight control system | |
| US20220244754A1 (en) | Force compensation method and device | |
| US10421536B2 (en) | Method of controlling an electrical taxiing system | |
| JP3028888B2 (en) | Autopilot device | |
| RU2380279C1 (en) | High-maneuverability aircraft automatic control system | |
| RU2814931C1 (en) | Nonlinear pre-filter, which provides suppression of phenomenon of aircraft swinging by pilot | |
| RU2339989C1 (en) | Longitudinal control automatic machine |