RU2461041C1 - Aircraft pitch angle control system - Google Patents

Aircraft pitch angle control system Download PDF

Info

Publication number
RU2461041C1
RU2461041C1 RU2011109449/11A RU2011109449A RU2461041C1 RU 2461041 C1 RU2461041 C1 RU 2461041C1 RU 2011109449/11 A RU2011109449/11 A RU 2011109449/11A RU 2011109449 A RU2011109449 A RU 2011109449A RU 2461041 C1 RU2461041 C1 RU 2461041C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
input
output
adder
steering machine
amplifier
Prior art date
Application number
RU2011109449/11A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Александрович Фомичев (RU)
Владимир Александрович Фомичев
Анатолий Александрович Кондратов (RU)
Анатолий Александрович Кондратов
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова"
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 "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" filed Critical Открытое акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова"
Priority to RU2011109449/11A priority Critical patent/RU2461041C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2461041C1 publication Critical patent/RU2461041C1/en

Links

Images

Landscapes

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

Abstract

FIELD: physics.
SUBSTANCE: invention relates to aircraft on-board automatic control systems. The aircraft pitch angle control system has an angular velocity sensor, a pitch signal selector, an angular position sensor, a comparator unit, an integrator, amplifier units Kϑ, Kω and K∫, an adder, a steering machine amplifier, a steering machine with feedback and an altitude control. The first input of the comparator unit is connected to the output of the angular position sensor, the second input of the comparator unit is connected to the output of the pitch signal selector. The output of the angular position sensor is connected through the amplifier unit Kϑ to the first input of the adder. The second input of the adder is connected through the amplifier unit Kω to the output of the angular velocity sensor. The third input of the adder is connected through the amplifier unit K∫ and the integrator to the output of the comparator unit. The output of the adder is connected through the steering machine amplifier to the input of the steering machine, the output of the steering machine is connected to the input of the altitude control and through the feedback to the fourth input of the adder.
EFFECT: reduced overcontrol in transient processes when processing a given pitch angle command and the resultant reduction in power consumption of the drive of the control device.
2 dwg

Description

Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления летательными аппаратами (ЛА).The invention relates to airborne systems for the automatic control of aircraft (LA).

Известна система управления углом тангажа летательного аппарата, содержащая датчик угловой скорости, задатчик сигнала тангажа, датчик углового положения, блок сравнения, интегрирующий и суммирующие усилители, ограничители сигнала (см. патент RU 2310899 С1, 25.05.2006). Недостатком данной системы управления является большое перерегулирование в переходных процессах при отработке заданной команды угла тангажа.A known system for controlling the pitch angle of an aircraft, comprising an angular velocity sensor, pitch signal adjuster, an angular position sensor, a comparison unit integrating and summing amplifiers, signal limiters (see patent RU 2310899 C1, 05.25.2006). The disadvantage of this control system is a large overshoot in transients when working out a given pitch angle command.

Наиболее близким к данному изобретению, принятым за прототип, является система управления углом тангажа ЛА, которая содержит датчик угловой скорости, задатчик сигнала тангажа, датчик углового положения, блок сравнения, интегратор, блоки усилителей, сумматор, усилитель рулевой машины, рулевую машину с обратной связью и руль высоты, при этом первый вход блока сравнения соединен с выходом датчика углового положения, второй вход блока сравнения соединен с выходом задатчика сигнала тангажа, выход блока сравнения через блок усилителя Кϑ соединен с первым входом сумматора, второй вход сумматора через блок усилителя Кω соединен с выходом датчика угловой скорости, третий вход сумматора, подключен через блок усилителя К∫ и интегратор к выходу блока сравнения, выход сумматора через усилитель рулевой машины соединен с входом рулевой машины, выход рулевой машины соединен с входом руля высоты и через обратную связь подключен к четвертому входу сумматора (И.А.МИХАЛЕВ, c.174 и др. «Системы автоматического управления самолетом». - М.: Машиностроение, 1987 г.).Closest to this invention, adopted as a prototype, is an aircraft pitch angle control system that includes an angular velocity sensor, pitch signal adjuster, an angular position sensor, a comparison unit, an integrator, amplifier units, an adder, a steering machine amplifier, feedback steering machine and the elevator, the first comparator input connected to the output of the angular position sensor, a second input of the comparator connected to the output pitch set point signal, the output of comparator unit via the block amplifier Cpd K θ nen with the first adder input, the second adder input through the amplifier block K ω is connected to the output of the angular velocity sensor, the third adder input is connected through the amplifier block K ∫ and the integrator to the output of the comparison unit, the adder output through the power steering machine is connected to the input of the steering machine, the output of the steering machine is connected to the input of the elevator and through feedback is connected to the fourth input of the adder (I.A. MIKHALEV, c. 174, etc. “Automatic control systems for the aircraft”. - M.: Mechanical Engineering, 1987).

Недостатком этой системы управления является большое перерегулирование в переходных процессах при отработке заданной команды угла тангажа и связанное с этим увеличение потребной мощности привода органа управления.The disadvantage of this control system is a large overshoot in transients when working out a given pitch angle command and the associated increase in the required drive power of the control element.

Техническим результатом заявленного изобретения является уменьшение перерегулирования в переходных процессах при отработке заданной команды угла тангажа и связанное с этим уменьшение потребной мощности привода органа управления.The technical result of the claimed invention is to reduce overshoot in transients during the execution of a given pitch angle command and the associated reduction in the required drive power of the control element.

Для достижения технического результата в системе управления углом тангажа, содержащей датчик угловой скорости, задатчик сигнала тангажа, датчик углового положения, блок сравнения, интегратор, блоки усилителей, сумматор, усилитель рулевой машины, рулевую машину с обратной связью и руль высоты, первый вход блока сравнения соединен с выходом датчика углового положения, второй вход блока сравнения соединен с выходом задатчика сигнала тангажа, второй вход сумматора через блок усилителя Кω соединен с выходом датчика угловой скорости, третий вход сумматора, подключен через блок усилителя К∫ и интегратор к выходу блока сравнения, выход сумматора через усилитель рулевой машины соединен с входом рулевой машины, выход рулевой машины соединен с входом руля высоты и через обратную связь подключен к четвертому входу сумматора, согласно изобретению выход датчика углового положения через блок усилителя Кϑ соединен с первым входом сумматора.To achieve a technical result in a pitch angle control system comprising an angular velocity sensor, a pitch signal adjuster, an angular position sensor, a comparison unit, an integrator, power units, an adder, a power steering machine, a feedback steering machine and a height wheel, a first input of the comparison unit connected to the output of the encoder, the second input of the comparison unit is connected to the output of the pitch signal setter, the second input of the adder through the amplifier block K ω is connected to the output of the encoder, third the adder input is connected through the amplifier block K ∫ and the integrator to the output of the comparison unit, the adder output through the steering engine amplifier is connected to the input of the steering machine, the output of the steering machine is connected to the elevator input and connected to the fourth input of the adder via feedback, according to the invention, the sensor output angular position through the amplifier block K ϑ is connected to the first input of the adder.

На фиг.1 показана структурная схема предлагаемой системы управления углом тангажа ЛА.Figure 1 shows the structural diagram of the proposed control system of the pitch angle of the aircraft.

На фиг.2 показаны переходные процессы при отработке заданного значения угла тангажа и изменение скорости руля высоты в случае использования управляющих сигналов представленых в заявленном изобретении и в прототипе.Figure 2 shows the transients during the development of a given value of the pitch angle and the change in speed of the elevator in the case of using control signals presented in the claimed invention and in the prototype.

Предлагаемая система управления углом тангажа ЛА (фиг.1) содержит датчик угловой скорости 1, задатчик сигнал тангажа 2, датчик углового положения 3, блок сравнения 4, интегратор 5, блоки усилителей Кϑ 6, Кω, 7 и К∫ 8, сумматор 9, усилитель рулевой машины 10, рулевую машину 11 с обратной связью 12 и руль высоты 13, при этом первый вход блока сравнения 4 соединен с выходом датчика углового положения 3, второй вход блока сравнения 4 соединен с выходом задатчика сигнала тангажа 2, выход датчика углового положения 3 через блок усилителя Кϑ 6 соединен с первым входом сумматора 9, второй вход сумматора 9 через блок усилителя Кω 7 соединен с выходом датчика угловой скорости 1, третий вход сумматора 9 подключен через блок усилителя К∫ 8 и интегратор 5 к выходу блока сравнения 4, выход сумматора 9 через усилитель рулевой машины 10 соединен с входом рулевой машины 11, выход рулевой машины 11 соединен с входом руля высоты 13 и через обратную связь 12 подключен к четвертому входу сумматора 9.The proposed control system for the pitch angle of the aircraft (Fig. 1) comprises an angular velocity sensor 1, a pitch signal sensor 2, an angular position sensor 3, a comparison unit 4, an integrator 5, amplifier blocks K ϑ 6, K ω , 7 and K ∫ 8, an adder 9, the power steering machine 10, the steering machine 11 with feedback 12 and the elevator 13, while the first input of the comparison unit 4 is connected to the output of the angle sensor 3, the second input of the comparison unit 4 is connected to the output of the pitch sensor 2, the output of the angle sensor position 3 through the amplifier block K ϑ 6 is connected to the first by the adder 9, the second input of the adder 9 through the amplifier block K ω 7 is connected to the output of the angular velocity sensor 1, the third input of the adder 9 is connected through the amplifier block K ∫ 8 and the integrator 5 to the output of the comparison unit 4, the output of the adder 9 through the power of the steering machine 10 connected to the input of the steering machine 11, the output of the steering machine 11 is connected to the input of the elevator 13 and is connected via feedback 12 to the fourth input of the adder 9.

Система управления углом тангажа ЛА работает следующим образом.The control system of the pitch angle of the aircraft operates as follows.

Сигнал угловой скорости (ωz), измеренный датчиком угловой скорости 1, поступает через блок усилителя Кω 7 на второй вход сумматора 9. Начальное значение угла тангажа ϑ, измеренное датчиком углового положения 3, поступает на первый вход блока сравнения 4 и через блок усилителя Кϑ 6 на первый вход сумматора 9. С задатчика 2 сигнал тангажа (ϑзад) поступает на второй вход блока сравнения 4. На выходе блока сравнения 4 формируется сигнал рассогласования по тангажу (Δϑ), который поступает через интегратор 5 и блок усилителя К∫ 8 на третий вход сумматора 9. На выходе сумматора 9 формируется управляющий сигнал:The angular velocity signal (ω z ) measured by the angular velocity sensor 1 is fed through the amplifier block K ω 7 to the second input of the adder 9. The initial value of the pitch angle ϑ measured by the angular position sensor 3 is fed to the first input of the comparison unit 4 and through the amplifier block To ϑ 6 to the first input of the adder 9. From the setter 2, the pitch signal (ϑ back ) is fed to the second input of the comparison unit 4. At the output of the comparison unit 4, a pitch misalignment signal (Δ ϑ ) is generated, which comes through the integrator 5 and amplifier block K ∫ 8 on the third entrance RA 9. At the output of the adder 9, a control signal is generated:

Figure 00000001
Figure 00000001

В сумматоре 9 формируется сигнал рассогласования между управляющим сигналом и сигналом с выхода обратной связи 12, который через усилитель рулевой машины 10 поступает на вход рулевой машины 11. Рулевая машина 11 отклоняет руль высоты 13, в результате происходит изменение углового положения летательного аппарата.In the adder 9, a mismatch signal is generated between the control signal and the feedback output signal 12, which, through the power of the steering machine 10, is fed to the input of the steering machine 11. The steering machine 11 deflects the elevator 13, resulting in a change in the angular position of the aircraft.

Передаточная функция заявляемой системы управления углом тангажа при идеальном автопилоте, неизменном векторе скорости (что допустимо для высокоскоростных ЛА при высоких требованиях к быстродействию системы управления) и постоянном нулевом угле крена имеет следующий вид:The transfer function of the claimed pitch angle control system with perfect autopilot, a constant speed vector (which is acceptable for high-speed aircraft with high requirements for the speed of the control system) and a constant zero roll angle is as follows:

Figure 00000002
Figure 00000002

где

Figure 00000003
,
Figure 00000004
,
Figure 00000005
- приведенные к моменту инерции ЛА относительно поперечной оси Z производные аэродинамических моментов вокруг этой оси.Where
Figure 00000003
,
Figure 00000004
,
Figure 00000005
- derivatives of aerodynamic moments around this axis reduced to the moment of inertia of the aircraft with respect to the transverse Z axis.

Для сравнения, управляющий сигнал, представленный в прототипе, выглядит следующим образом:For comparison, the control signal presented in the prototype is as follows:

Figure 00000006
Figure 00000006

Передаточная функция в этом случае имеет следующий вид:The transfer function in this case is as follows:

Figure 00000007
Figure 00000007

Передаточная функция (4) имеет форсирующее звено, что приводит к большому перерегулированию в переходных процессах при отработке заданной команды угла тангажа.The transfer function (4) has a boosting link, which leads to a large overshoot in transients when working out a given pitch angle command.

По результатам моделирования получены переходные процессы при отработке заданного значения угла тангажа ϑ и изменение скорости руля высоты

Figure 00000008
(см. фиг.2), для системы управления прототипа (кривые ϑ 14,
Figure 00000009
15) и для заявляемой системы управления (кривые ϑ 16,
Figure 00000009
17) с одинаковыми значениями Кϑ, Кω и К∫.Based on the simulation results, transients were obtained when working out a given pitch angle ϑ and a change in elevator speed
Figure 00000008
(see figure 2), for the control system of the prototype (curves ϑ 14,
Figure 00000009
15) and for the claimed control system (curves ϑ 16,
Figure 00000009
17) with the same values of K ϑ , K ω and K ∫ .

Таким образом, после сравнения переходных процессов видно, что предложенная в заявленном изобретении система управления углом тангажа ЛА позволяет уменьшить перерегулирование в переходных процессах при отработке заданной команды угла тангажа и уменьшить потребную мощность привода органа управления.Thus, after comparing the transients, it is clear that the aircraft pitch angle control system proposed in the claimed invention allows to reduce overshoot in transients when working out a given pitch angle command and reduce the required drive power of the control element.

Claims (1)

Система управления углом тангажа летательного аппарата, содержащая датчик угловой скорости, задатчик сигнала тангажа, датчик углового положения, блок сравнения, интегратор, три блока усилителей, сумматор, усилитель рулевой машины, рулевую машину с обратной связью, руль высоты, при этом первый вход блока сравнения соединен с выходом датчика углового положения, второй вход блока сравнения соединен с выходом задатчика сигнала тангажа, второй вход сумматора через блок усилителя Kω соединен с выходом датчика угловой скорости, третий вход сумматора подключен через блок усилителя K∫ и интегратор к выходу блока сравнения, выход сумматора через усилитель рулевой машины соединен с входом рулевой машины, выход рулевой машины соединен с входом руля высоты и через обратную связь подключен к четвертому входу сумматора, отличающаяся тем, что выход датчика углового положения через блок усилителя Kϑ соединен с первым входом сумматора. Aircraft pitch angle control system comprising an angular velocity sensor, pitch signal adjuster, an angular position sensor, a comparison unit, an integrator, three power units, an adder, a power steering machine, a feedback steering machine, an elevator, and the first input of the comparison unit connected to the output of the angular position sensor, the second input of the comparison unit is connected to the output of the pitch signal adjuster, the second input of the adder through the amplifier block K ω is connected to the output of the angular velocity sensor, the third input is sum the matora is connected through the amplifier unit K ∫ and the integrator to the output of the comparison unit, the adder output through the steering engine amplifier is connected to the input of the steering machine, the output of the steering machine is connected to the elevator input and connected via feedback to the fourth input of the adder, characterized in that the sensor output angular position through the amplifier block K ϑ is connected to the first input of the adder.
RU2011109449/11A 2011-03-15 2011-03-15 Aircraft pitch angle control system RU2461041C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011109449/11A RU2461041C1 (en) 2011-03-15 2011-03-15 Aircraft pitch angle control system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011109449/11A RU2461041C1 (en) 2011-03-15 2011-03-15 Aircraft pitch angle control system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2461041C1 true RU2461041C1 (en) 2012-09-10

Family

ID=46939060

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011109449/11A RU2461041C1 (en) 2011-03-15 2011-03-15 Aircraft pitch angle control system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2461041C1 (en)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106005398A (en) * 2016-05-20 2016-10-12 程靖 Automatic matching control method for variable propeller pitch rotorcraft accelerator propeller pitch
RU2686378C1 (en) * 2018-08-06 2019-04-25 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" Automatic control system of pitch angle and limitation of angle of attack of aircraft
RU2719711C1 (en) * 2019-05-20 2020-04-22 Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") Manoeuvrable aircraft flight performance manoeuvring limiter
RU2788621C1 (en) * 2022-04-13 2023-01-23 Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка Oscillation amplitude controller in the control circuit of the direction of movement of the aircraft

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5979835A (en) * 1995-05-15 1999-11-09 The Boeing Company Aircraft pitch-axis stability and command augmentation system
RU2290346C1 (en) * 2005-10-11 2006-12-27 Открытое акционерное общество "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Радуга" им. А.Я. Березняка" Flight altitude automatic control system for unmanned flying vehicles
RU2310899C1 (en) * 2006-05-25 2007-11-20 Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" Method for normalization of control and stabilization signal of longitudinal-balancing motion of flight vehicle and device for its realization

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5979835A (en) * 1995-05-15 1999-11-09 The Boeing Company Aircraft pitch-axis stability and command augmentation system
RU2290346C1 (en) * 2005-10-11 2006-12-27 Открытое акционерное общество "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Радуга" им. А.Я. Березняка" Flight altitude automatic control system for unmanned flying vehicles
RU2310899C1 (en) * 2006-05-25 2007-11-20 Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" Method for normalization of control and stabilization signal of longitudinal-balancing motion of flight vehicle and device for its realization

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987, с.174. *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106005398A (en) * 2016-05-20 2016-10-12 程靖 Automatic matching control method for variable propeller pitch rotorcraft accelerator propeller pitch
RU2686378C1 (en) * 2018-08-06 2019-04-25 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" Automatic control system of pitch angle and limitation of angle of attack of aircraft
RU2719711C1 (en) * 2019-05-20 2020-04-22 Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") Manoeuvrable aircraft flight performance manoeuvring limiter
RU2788621C1 (en) * 2022-04-13 2023-01-23 Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка Oscillation amplitude controller in the control circuit of the direction of movement of the aircraft

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10287026B2 (en) Power demand anticipation systems for rotorcraft
RU2460670C2 (en) Method and device to control shift of movable stabiliser on aircraft
US9845148B2 (en) Aircraft landing gear longitudinal force control
US8352099B1 (en) Varying engine thrust for directional control of an aircraft experiencing engine thrust asymmetry
CN105035309A (en) Systeme d'actionneur pour gouverne d'aeronef
CN103092077B (en) The thrust distribution method of dynamic positioning system
RU2735751C2 (en) Adaptive filtration system for aerodynamic angles of aircraft
CN103502096B (en) The system and method for the thrust that a kind of driving engine for limiting the multiengined aeroplane operated in the asymmetric situation of thrust produces
US20150175257A1 (en) Method of controlling an electric motor for driving rotation of an aircraft wheel
RU2461041C1 (en) Aircraft pitch angle control system
CN101499755B (en) PID control method for DC motor speed
US20070244618A1 (en) Methods and apparatus to control electro-mechanical brakes
CN107618655B (en) Improved braking performance using automatic pitch control
EP3803110B1 (en) Velocity feedfoward control of a hydraulic pitch system
CN108657458A (en) Primary segmented circle cartridge type Modularized unmanned machine catapult-launching gear and its control method
CN102346488B (en) Large aircraft roll channel control instruction computing method
RU76473U1 (en) ANGULAR STABILIZATION SYSTEM
RU2727225C1 (en) Method and system for preventing of sideways deflection of aircraft from runway
CN103472861B (en) The space grand micro control system of servo-actuated identical tension
CN109653885B (en) Average value balancing method for actual rotating speed of engine and control system thereof
RU2344460C1 (en) Method of longitudinal control of airplane
JP5771940B2 (en) Speed control device
EP3063404B1 (en) Method for setting up an arc-type wing
RU2379738C1 (en) Aeroplane longitudinal motion control system
EP3298368B1 (en) Method for estimating an external force acting on an electrohydrostatic actuator

Legal Events

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

Effective date: 20180316