RU2503585C1 - Система автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата - Google Patents
Система автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2503585C1 RU2503585C1 RU2012120843/11A RU2012120843A RU2503585C1 RU 2503585 C1 RU2503585 C1 RU 2503585C1 RU 2012120843/11 A RU2012120843/11 A RU 2012120843/11A RU 2012120843 A RU2012120843 A RU 2012120843A RU 2503585 C1 RU2503585 C1 RU 2503585C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input
- aircraft
- overload
- output
- angle
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
Abstract
Изобретение относится к системам автоматического управления (САУ) летательными аппаратами. Система состоит из последовательно соединенных: задатчика угла курса, первого элемента сравнения, вычислителя заданного угла крена, второго элемента сравнения, последовательно соединенных: вычислителя автопилота угла крена, сервопривода элеронов. Датчик угла курса летательного аппарата имеет выход, подключенный ко второму входу первого элемента сравнения, датчик угла крена летательного аппарата имеет выход, подключенный ко второму входу второго элемента сравнения и ко второму входу вычислителя автопилота угла крена. Система содержит последовательно соединенные: задатчик максимальной перегрузки, третий элемент сравнения, вычислитель автомата ограничения перегрузки и алгебраический селектор минимального сигнала, выход которого подключен ко входу вычислителя автопилота угла крена, выход второго элемента сравнения подключен ко второму входу алгебраического селектора минимального сигнала, выход датчика угла крена подключен ко второму входу вычислителя автомата ограничения перегрузки, датчик нормальной перегрузки летательного аппарата имеет выход, подключенный ко второму входу третьего элемента сравнения. Повышается точность ограничения нормальной перегрузки и плавность переходных процессов в САУ. 2 ил.
Description
Изобретение относится к области систем автоматического управления (САУ) углом курса летательного аппарата (ЛА).
Известны САУ, обеспечивающие отработку заданного угла курса ЛА, с помощью автопилота угла крена, воздействующего на угол отклонения элеронов ЛА, содержащие последовательно соединенные задатчик угла курса, элемент сравнения, вычислитель заданного угла крена, автопилот угла крена, летательный аппарат и датчик угла курса летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу элемента сравнения [1. Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр. 121, рис.3.24; 2. Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987. - с.240. Стр.234, рис. 15.13].
Наиболее близкой по достигаемому техническому результату, выбранной в качестве прототипа, принимается САУ углом курса ЛА, с комбинированным алгоритмом управления, содержащая последовательно соединенные задатчик угла курса, первый элемент сравнения, вычислитель заданного угла крена и второй элемент сравнения, последовательно соединенные вычислитель автопилота угла крена, сервопривод элеронов, летательный аппарат и датчик угла курса летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу первого элемента сравнения, датчик угла крена летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу второго элемента сравнения и ко второму входу вычислителя автопилота угла крена [Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987. - с.240. Стр. 234, рис. 15.13].
Эта САУ обеспечивает хорошие статические и динамические характеристики канала управления углом курса ЛА, но не позволяет ограничить значение нормальной перегрузки при развороте (вираже), что может привести к недопустимым аэродинамическим характеристикам ЛА и нарушению безопасности полета при развороте с большими углами крена.
Как известно, одним из наиболее важных ограничений при полете ЛА является ограничение нормальной перегрузки ny ЛА.
Поворот ЛА в горизонтальной плоскости требует создания центростремительной силы, направленной к центру кривизны траектории. Создание такой силы возможно за счет накренения ЛА на на угол крена γ. В этом случае при вираже ЛА согласно работам [1. Егер C.M., Матвиенко A.M., Шаталов И.А. Основы авиационной техники / Под ред. И.А. Шаталова. М.: Машиностроение, 2003. 720 с. Стр.123; 2. Аэромеханика самолета: Динамика полета / Под ред. А.Ф. Бочкарева и В.В. Андриевского. - М.: Машиностроение, 1985. - 360 с. Стр. 108] возникает нормальная перегрузка
Величина радиуса поворота (виража) при этом равна
где V - скорость виража; g - ускорение свободного падения.
Значение нормальной перегрузки при малых радиусах поворота и при больших углах крена может стать недопустимо большим.
Как известно, эксплуатационные перегрузки должны быть меньше максимальных, разрушающих. Согласно работе [Егер C.M., Матвиенко A.M., Шаталов И.А. Основы авиационной техники / Под ред. И.А. Шаталова. М.: Машиностроение, 2003. 720 с. Стр.124] у маневренных самолетов (например, перехватчиков) эксплуатационные перегрузки могут достигать 10…13; для неманевренных самолетов (пассажирских, транспортных) эксплуатационные перегрузки не превышают 2.
Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является обеспечение необходимой точности ограничения нормальной перегрузки при развороте летательного аппарата на заданный угол курса за счет включения в систему автоматического управления углом курса автомата ограничения нормальной перегрузки с помощью алгебраического селектора минимального сигнала.
Поставленная задача достигается тем, что в систему автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата, содержащую последовательно соединенные задатчик угла курса, первый элемент сравнения, вычислитель заданного угла крена и второй элемент сравнения, последовательно соединенные вычислитель автопилота угла крена, сервопривод элеронов, летательный аппарат и датчик угла курса летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу первого элемента сравнения, датчик угла крена летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу второго элемента сравнения и ко второму входу вычислителя автопилота угла крена, в отличие от прототипа дополнительно введены последовательно соединенные задатчик максимальной перегрузки, третий элемент сравнения, вычислитель автомата ограничения перегрузки и алгебраический селектор минимального сигнала, выход которого подключен к входу вычислителя автопилота угла крена, выход второго элемента сравнения подключен ко второму входу алгебраического селектора минимального сигнала, выход датчика угла крена подключен ко второму входу вычислителя автомата ограничения перегрузки, датчик нормальной перегрузки летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу третьего элемента сравнения.
Существо изобретения поясняется чертежами.
На фиг.1 представлена структурная схема заявляемой системы автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата.
На фиг.2 представлены результаты моделирования переходных процессов: 2, а - графики переходных процессов в САУ углом курса без автомата ограничения нормальной перегрузки, 2, б - графики переходных процессов в САУ углом курса с автоматом ограничения нормальной перегрузки.
Система автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата, содержащая последовательно соединенные задатчик угла курса 1, первый элемент сравнения 2, вычислитель заданного угла крена 3 и второй элемент сравнения 4, последовательно соединенные вычислитель автопилота угла крена 5, сервопривод элеронов 6, летательный аппарат 7 и датчик угла курса 8 летательного аппарата 7, имеющий выход, подключенный ко второму входу первого элемента сравнения 2, датчик угла крена 9 летательного аппарата 7, имеющий выход, подключенный ко второму входу второго элемента сравнения 4 и ко второму входу вычислителя автопилота угла крена 5, отличающаяся тем, что дополнительно содержит последовательно соединенные задатчик максимальной перегрузки 10, третий элемент сравнения 11, вычислитель автомата ограничения перегрузки 12 и алгебраический селектор минимального сигнала 13, выход которого подключен к входу вычислителя автопилота угла крена 5, выход второго элемента сравнения 4 подключен ко второму входу алгебраического селектора минимального сигнала 13, выход датчика угла крена 9 подключен ко второму входу вычислителя автомата ограничения перегрузки 12, датчик нормальной перегрузки 14 летательного аппарата 7, имеющий выход, подключенный ко второму входу третьего элемента сравнения 11.
Ограничение нормальной перегрузки в приведенной системе достигается за счет введения в ее структуру автомата ограничения нормальной перегрузки и алгебраического селектора минимального сигнала.
Система автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата работает следующим образом.
Сигнал заданного угла курса φзад с выхода задатчика угла курса 1 поступает на первый вход первого элемента сравнения 2, на второй вход которого поступает сигнал текущего значения угла курса φ с выхода датчика угла курса 8. В соответствии с отклонением Δφ=φзад-φ текущего значения угла курса φ от заданного φзад в вычислителе заданного угла крена 3 формируется заданное значение угла крена γзад, которое сравнивается во втором элементе сравнения 4 с текущим значением угла крена у с выхода датчика угла крена 9. На выходе второго элемента сравнения 4 формируется сигнал U1=Δγ=γзад-γ.
Сигнал максимального значения нормальной перегрузки nзад с выхода задатчика максимальной перегрузки 10 поступает на первый вход третьего элемента сравнения 11, на второй вход которого поступает сигнал текущего значения нормальной перегрузки n с выхода датчика нормальной перегрузки 14. На выходе третьего элемента сравнения 11 формируется сигнал Δn=nзад-n который поступает на вход вычислителя автомата ограничения перегрузки 12. На выходе вычислителя автомата ограничения перегрузки 12 формируется сигнал U2=kΔncosγ, где k - коэффициент передачи.
Для построения САУ с ограничением параметров ЛА можно использовать логические устройства, реализующие алгоритмы алгебраического селектирования каналов. Обычно применяется принцип селектирования, согласно которому регулируется параметр многомерного объекта управления, наиболее приблизившийся к величине, определяемой программой управления [Петунин В.И. Синтез систем автоматического управления летательными аппаратами с автоматами ограничений предельных параметров // Изв. вузов. Приборостроение. 2010. Том 53. №10. - С.18-24.]. Такое селектирование реализуется с помощью алгебраических селекторов.
Для того чтобы регулируемые параметры не превысили максимальных допустимых значений (ограничение сверху), селектор должен пропустить на управление сигнал, соответствующий получению минимальной величины управляющего сигнала. Такое селектирование называют селектированием по минимуму, а селектор - селектором минимальных сигналов управления.
Если же ограничивают минимальные значения параметров (ограничение снизу), то предпочтение отдается регулятору параметра, для поддержания которого требуется наибольший управляющий сигнал, т.е. осуществляется селектирование по максимуму. В этом случае используют селектор максимальных сигналов управления.
Относительно разности входных сигналов ε=U1-U2 выражение, описывающее работу алгебраического селектора двух величин, преобразуется с использованием операции выделения модуля следующим образом:
где µ=1 для селектора максимального сигнала; µ=-1 для селектора минимального сигнала.
Так как в данном случае необходимо ограничить максимальное значение нормальной перегрузки, то в рассматриваемой системе должен использоваться алгебраический селектор минимального сигнала 13.
Селекторы вводятся в САУ для плавного переключения каналов управления и обеспечивают во всех условиях работы управляющее воздействие только одного из нескольких каналов управления, включаемых в работу в зависимости от режима работы объекта управления. При этом каждый из каналов управления работает автономно и его параметры обычно выбираются без учета взаимодействия с другими каналами. Это позволяет сохранить статическую точность и запасы устойчивости, свойственные отдельным каналам управления.
Следовательно, алгебраический селектор обеспечивает плавное переключение с одного канала на другой, например, с автопилота угла крена на автомат ограничения нормальной перегрузки и обратно на автопилот.
Выходной сигнал U алгебраического селектора минимального сигнала 13 поступает на вход вычислителя автопилота угла крена 5, выход которого поступает на вход астатического сервопривода элеронов 6 с передаточной функцией
изменяющего угол отклонения элеронов δэ летательного аппарата 7.
Закон автопилота угла крена соответствует выражению
Так как нормальная перегрузка летательного аппарата обратно-пропорциональна косинусу угла крена
то закон управления автомата ограничения нормальной перегрузки аналогичен закону автопилота угла крена, но для сохранения требуемых динамических характеристик данного канала управления коэффициент передачи kваоп вычислителя автомата ограничения перегрузки 12 должен изменяться пропорционально косинусу угла крена
kваоп =k cosγ.
Это обеспечивается подачей сигнала с выхода датчика угла крена 9 на второй вход вычислителя автомата ограничения перегрузки 12.
Аналитический синтез передаточных чисел автопилота и автомата ограничения с учетом заданного качества САУ может быть проведен с помощью метода стандартных переходных характеристик [Петунин В.И. Синтез систем автоматического управления летательными аппаратами с автоматами ограничений предельных параметров // Изв. вузов. Приборостроение. 2010. Том 53. №10. - С.18-24.]. При этом должно выполняться равенство передаточных функций исходной Ф(p) и желаемой систем Ф*(p):
Ф(p)=Ф*(p).
Результаты синтеза подтверждаются результатами моделирования переходных процессов в заявляемой системе автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата, представленными на фиг.2, где задающие воздействия каналов: φзад=2; nзад=1,5. Переходные процессы 2, а, полученные в САУ углом курса без автомата ограничения нормальной перегрузки, являются не удовлетворительными, так как имеют заброс по нормальной перегрузке. Переходные процессы 2, б, полученные в САУ углом курса с автоматом ограничения нормальной перегрузки являются удовлетворительными, поскольку показывают необходимую точность ограничения нормальной перегрузки и хорошее качество управления - плавность и монотонность переходных процессов на режимах переключения каналов системы.
Итак, заявляемое изобретение позволяет, благодаря введению в структуру САУ углом курса ЛА автомата ограничения нормальной перегрузки с помощью алгебраического селектора минимального сигнала, обеспечить необходимую точность ограничения нормальной перегрузки и плавные переходные процессы по углам крена и курса при переключении каналов управления.
Claims (1)
- Система автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата, содержащая последовательно соединенные задатчик угла курса, первый элемент сравнения, вычислитель заданного угла крена и второй элемент сравнения, последовательно соединенные вычислитель автопилота угла крена, сервопривод элеронов, летательный аппарат и датчик угла курса летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу первого элемента сравнения, датчик угла крена летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу второго элемента сравнения и ко второму входу вычислителя автопилота угла крена, отличающаяся тем, что дополнительно содержит последовательно соединенные задатчик максимальной перегрузки, третий элемент сравнения, вычислитель автомата ограничения перегрузки и алгебраический селектор минимального сигнала, выход которого подключен к входу вычислителя автопилота угла крена, выход второго элемента сравнения подключен ко второму входу алгебраического селектора минимального сигнала, выход датчика угла крена подключен ко второму входу вычислителя автомата ограничения перегрузки, датчик нормальной перегрузки летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу третьего элемента сравнения.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012120843/11A RU2503585C1 (ru) | 2012-05-21 | 2012-05-21 | Система автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012120843/11A RU2503585C1 (ru) | 2012-05-21 | 2012-05-21 | Система автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012120843A RU2012120843A (ru) | 2013-11-27 |
| RU2503585C1 true RU2503585C1 (ru) | 2014-01-10 |
Family
ID=49624945
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012120843/11A RU2503585C1 (ru) | 2012-05-21 | 2012-05-21 | Система автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2503585C1 (ru) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10101173B2 (en) * | 2016-07-15 | 2018-10-16 | The Boeing Company | System and method for dynamically determining and indicating an aircraft bank limit on an aircraft instrument panel |
| CN114896682B (zh) * | 2022-03-18 | 2024-06-11 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的稳定盘旋性能修正方法 |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0743243A1 (en) * | 1995-05-15 | 1996-11-20 | The Boeing Company | Aircraft pitch-axis stability and command augmentation system |
| RU2114456C1 (ru) * | 1996-11-12 | 1998-06-27 | Илья Израильевич Лернер | Способ и устройство предупреждения критических режимов работы системы оператор - объект |
| EP0867362A2 (en) * | 1997-03-24 | 1998-09-30 | The Boeing Company | Aircraft servovalve current rate limiter |
| EP0953505A1 (fr) * | 1998-04-29 | 1999-11-03 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Système de commande mixte pour surface aérodynamique d'aéronef |
| EP0953504B1 (fr) * | 1998-04-29 | 2003-12-17 | Airbus France | Aéronef à efforts de voilure diminués |
| RU2235042C1 (ru) * | 2003-11-12 | 2004-08-27 | Оао "Миэа" | Способ управления самолетом |
| RU2327602C1 (ru) * | 2006-10-27 | 2008-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" | Способ управления самолетом и комплексная система для его осуществления |
-
2012
- 2012-05-21 RU RU2012120843/11A patent/RU2503585C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0743243A1 (en) * | 1995-05-15 | 1996-11-20 | The Boeing Company | Aircraft pitch-axis stability and command augmentation system |
| RU2114456C1 (ru) * | 1996-11-12 | 1998-06-27 | Илья Израильевич Лернер | Способ и устройство предупреждения критических режимов работы системы оператор - объект |
| EP0867362A2 (en) * | 1997-03-24 | 1998-09-30 | The Boeing Company | Aircraft servovalve current rate limiter |
| EP0953505A1 (fr) * | 1998-04-29 | 1999-11-03 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Système de commande mixte pour surface aérodynamique d'aéronef |
| EP0953504B1 (fr) * | 1998-04-29 | 2003-12-17 | Airbus France | Aéronef à efforts de voilure diminués |
| RU2235042C1 (ru) * | 2003-11-12 | 2004-08-27 | Оао "Миэа" | Способ управления самолетом |
| RU2327602C1 (ru) * | 2006-10-27 | 2008-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" | Способ управления самолетом и комплексная система для его осуществления |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2012120843A (ru) | 2013-11-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10055999B2 (en) | Method and device for generating a resulting setpoint trajectory of an aircraft, related computer program product and aircraft | |
| US8185255B2 (en) | Robust control effector allocation | |
| EP3168143B1 (en) | Method and apparatus for protecting aircraft maximum lift capability | |
| US20160041561A1 (en) | Aircraft Flying Aid | |
| CN102320378B (zh) | 多操纵面飞机的一种均衡操纵分配方法 | |
| CN109383781B (zh) | 用于旋翼飞行器接近悬停的系统和方法 | |
| CA2889433A1 (en) | Method and device for controlling at least one actuator control system of an aircraft, associated computer program product and aircraft | |
| RU2503585C1 (ru) | Система автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата | |
| RU2560958C1 (ru) | Система автоматического управления углом тангажа и ограничения предельных значений параметров летательного аппарата | |
| RU2434785C1 (ru) | Система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата | |
| US3169000A (en) | Automatic attitude control device for v.t.o.l. | |
| RU2701628C2 (ru) | Система автоматического управления углом крена и ограничения угловой скорости крена летательного аппарата | |
| RU2681817C1 (ru) | Система автоматического управления углом курса и ограничения угла крена летательного аппарата | |
| GB1587088A (en) | Helicopter pitch rate feedback bias for pitch axis manoeuvring stability and load feed | |
| RU2695474C1 (ru) | Система автоматического управления углом крена со статическим автопилотом и с ограничением угловой скорости крена летательного аппарата | |
| US20170267330A1 (en) | Customizing aircraft performance systems and methods | |
| RU2430858C1 (ru) | Система автоматического управления углом крена и ограничения угловой скорости крена летательного аппарата | |
| Lombaerts et al. | Design and flight testing of nonlinear autoflight control laws incorporating direct lift control | |
| US9604718B2 (en) | Method and device for generating at least one set point from a flight control set point, a motor control set point and an aircraft guidance set point, related computer program product and aircraft | |
| CN103902766B (zh) | 基于脑力负荷模型和模糊逻辑的动态功能分配方法 | |
| Fradden et al. | Spatial displays as a means to increase pilot situational awareness | |
| RU2644842C2 (ru) | Система автоматизированного модального управления в продольном канале летательных аппаратов | |
| EP3677979B1 (en) | System and method for controlling rotorcraft | |
| RU2686378C1 (ru) | Система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата | |
| Petunin et al. | Method for constructing automatic control systems with restriction on aircraft critical parameters |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140522 |