RU2630030C1 - Multifunctional single-seat aircraft with integrated control system - Google Patents
Multifunctional single-seat aircraft with integrated control system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2630030C1 RU2630030C1 RU2016142524A RU2016142524A RU2630030C1 RU 2630030 C1 RU2630030 C1 RU 2630030C1 RU 2016142524 A RU2016142524 A RU 2016142524A RU 2016142524 A RU2016142524 A RU 2016142524A RU 2630030 C1 RU2630030 C1 RU 2630030C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wheels
- aircraft
- signals
- control
- unit
- 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C19/00—Aircraft control not otherwise provided for
- B64C19/02—Conjoint controls
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot
Landscapes
- Regulating Braking Force (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к многофункциональным высокоманевренным самолетам, системы управления которых реализуют функции систем дистанционного управления (СДУ), автоматического управления (САУ), систем ограничительных сигналов (СОС).The invention relates to multi-functional highly maneuverable aircraft, control systems that implement the functions of remote control systems (CDS), automatic control (ACS), restrictive signal systems (SOS).
Перечень сокращений, используемых в описании:The list of abbreviations used in the description:
Известен самолет, система управления которым содержит четыре одинаковых вычислительных устройства, расположенные в двух соединительных шкафах и соединенные по входам и выходам между собой через мультиплексную линию связи, четыре блока питания, расположенные в этих же соединительных шкафах, выходы каждого из которых соединены с входами вычислительных устройств, усилители мощности, входы которых подсоединены к выходам вычислителей, а выходы через соединительный шкаф и кабельную сеть самолета к входам электрогидравлических приводов поверхностей управления и поворотных сопел, выходы которых через кабельную сеть и соединительные шкафы соединены с входами вычислителей, датчики параметров движения самолета, выходы которых соединены с входами вычислителей, кнопки и переключатели в кабине, включающие и выключающие режимы работы системы (Известен из: Журнал «Полет», Спец. выпуск Су; 1999 г.; статья «Развитие систем управления самолетов «Су», или из Сборник трудов пятого международного симпозиума «Авиационные технологии XXI века» том 1, издательство ЦАГИ; 1999 г.; стр. 515-521, или из «Истребитель «Су» Главы 5 и 7, Изд. группа Бадретдинов и К°. Москва, 2005 г.).A well-known aircraft, the control system of which contains four identical computing devices located in two connection cabinets and connected to the inputs and outputs through a multiplex communication line, four power supplies located in the same connection cabinets, the outputs of each of which are connected to the inputs of computing devices , power amplifiers, the inputs of which are connected to the outputs of the computers, and the outputs through the connecting cabinet and the cable network of the aircraft to the inputs of electro-hydraulic drives control surfaces and rotary nozzles, the outputs of which through the cable network and connecting cabinets are connected to the inputs of the computers, the sensors of the aircraft motion parameters, the outputs of which are connected to the inputs of the computers, buttons and switches in the cockpit that turn the system on and off (Known from: Flight journal ", Special issue of Su; 1999; article" Development of control systems for Su aircraft, or from the Proceedings of the Fifth International Symposium "Aviation Technologies of the XXI Century"
Недостатками системы управления известного самолета является следующее.The disadvantages of the control system of the known aircraft is the following.
1. Наличие отдельных вычислителей САУ, СОС, сопла, каждый из которых имеет свои блоки питания, установочные стеллажи, коммутационную сеть (провода, разъемы и т.д.), что значительно ухудшает массово-габаритные характеристики системы.1. The presence of separate calculators ACS, SOS, nozzles, each of which has its own power supplies, installation racks, switching network (wires, connectors, etc.), which significantly degrades the mass-dimensional characteristics of the system.
2. Законы управления, реализованные в известной системе, не предусматривают реализацию ряда функций, облегчающих летчику управление самолетом, а именно:2. The control laws implemented in the known system do not provide for the implementation of a number of functions that facilitate the pilot's control of the aircraft, namely:
а) автоматическое триммирование усилий на ручке управления летчика,a) automatic trimming efforts on the pilot's control handle,
б) изменение расхода ручки управления на единицу перегрузки (угла атаки) в зависимости от конкретной задачи на данном этапе полета (режим точного управления),b) change in the consumption of the control stick per unit of overload (angle of attack) depending on the specific task at this stage of the flight (precise control mode),
в) автоматическое парирование моментов сил, возникающих при отказе одного двигателя и вызывающих вращение самолета.c) automatic parry of the moments of forces arising from the failure of one engine and causing the rotation of the aircraft.
3. Реализованное в известном самолете воздушное торможение требует создания отдельной аэродинамической поверхности (тормозного щитка), что также ухудшает массово-габаритные характеристики самолета, сокращает полезные объемы и не позволяет изменять летчику интенсивность торможения.3. Air braking implemented in a well-known aircraft requires the creation of a separate aerodynamic surface (brake flap), which also worsens the mass-dimensional characteristics of the aircraft, reduces usable volumes and does not allow the pilot to change the braking intensity.
Наиболее близким аналогом (прототипом) изобретения является самолет с системой дистанционного управления, описанный в патенте №2472672. Система управления указанного самолета отличается тем, что функции систем СДУ, САУ, СОС и управления поворотными соплами реализованы в единых вычислителях. Законы управления системы предусматривают выполнение таких облегчающих управление самолетом функций, как автотриммирование, точное управление, автоматическое парирование разворачивающего момента, возникающего при отказе двигателя, воздушное торможение.The closest analogue (prototype) of the invention is an aircraft with a remote control system described in patent No. 2472672. The control system of this aircraft is characterized in that the functions of the SDU, self-propelled guns, ACS systems and control of rotary nozzles are implemented in a single computer. The laws governing the system of the system provide for the facilitation of aircraft control functions such as auto-trim, precise control, automatic parry of the turning moment that occurs when the engine fails, air braking.
Недостатком системы управления данного самолета является то, что она не выполняет таких существенных функций, как:The disadvantage of the control system of this aircraft is that it does not perform such essential functions as:
1. Измерение высотно-скоростных параметров (СИ ВСП).1. Measurement of altitude-speed parameters (SI VSP).
2. Автоматическое управление тягой двигателей (АУТ).2. Automatic engine thrust control (AUT).
3. Управление торможением колес шасси (СУТК).3. Management of braking of the wheels of the chassis (SUTK).
4. Управление поворотом колес передней стойки шасси (СУС).4. Control the rotation of the wheels of the front landing gear (CMS).
У прототипа измерение воздушно-скоростных параметров выполняется системой воздушных сигналов (СВС), получающей информацию от приемников воздушного давления (ПВД) (см. «Истребитель Су-27. Начало истории» Глава 5, Изд. группа Бадретдинов и Ко. Москва, 2005 г.). Это существенно увеличивает массу системы и повышает радиолокационную заметность самолета.In the prototype, the measurement of air-speed parameters is performed by an air signal system (SHS), which receives information from air pressure receivers (LDP) (see “Su-27 fighter. Beginning of history”
Функция автоматического управления тягой двигателя у прототипа отсутствует, что существенно увеличивает психофизиологическую нагрузку на летчика при пилотировании.The prototype does not have an automatic engine traction control function, which significantly increases the psychophysiological load on the pilot during piloting.
Системы СУТК и СУС у прототипа гидромеханические, что приводит к увеличению массы этих систем и невозможности существенного улучшения характеристик управляемости самолета при его движении по земле.The SUTK and SUS systems of the prototype are hydromechanical, which leads to an increase in the mass of these systems and the inability to significantly improve the controllability characteristics of the aircraft during its movement on the ground.
Задачей настоящего изобретения является создание самолета с комплексной системой управления (КСУ), которая выполняла бы функции не только систем СДУ, САУ, СОС, управления поворотными соплами, но и функции СИ ВСП, АУТ, СУТК, СУС, с учетом требований, вызванных особенностями маневренных самолетов.The present invention is the creation of an aircraft with an integrated control system (KSU), which would perform the functions of not only the SDU, ACS, SOS, control rotary nozzles, but also the functions of the SI VSP, AUT, SUTK, SUS, taking into account the requirements caused by the peculiarities of maneuverable airplanes.
Известен ряд изобретений, относящихся к СИ ВСП, СУТК и СУС.A number of inventions are known relating to SI VSP, SUTK and SUS.
1. Изобретение по патенту №2290646 предусматривает размещение датчиков, блоков и агрегатов системы СИ ВСП в одном специальном аэродинамически обтекаемом корпусе, крепящемся к ЛА. Данная система непригодна для маневренных самолетов, поскольку подвеска дополнительных контейнеров ухудшает аэродинамические характеристики самолета. Устранение этого недостатка является одной из задач предлагаемого изобретения.1. The invention according to patent No. 2290646 provides for the placement of sensors, blocks and assemblies of the SI VSP system in one special aerodynamically streamlined body attached to the aircraft. This system is unsuitable for maneuverable aircraft, since the suspension of additional containers affects the aerodynamic characteristics of the aircraft. The elimination of this disadvantage is one of the objectives of the invention.
2. Изобретение по патенту №2102283 предусматривает обеспечение соответствия между заданными летчиком перемещениями тормозного рычага (тормозные площадки педального механизма или отдельный рычаг тормоза) и замедлением движения самолета. При этом полному перемещению рычага соответствует предельное замедление. Указанная система непригодна для маневренных самолетов, имеющих тормозной парашют, т.к. при ее использовании выпуск парашюта не увеличит замедления.2. The invention according to patent No. 2102283 provides for ensuring correspondence between the movements of the brake lever (brake pads of the pedal mechanism or a separate brake lever) set by the pilot and the deceleration of the aircraft. In this case, the complete deceleration of the lever corresponds to the ultimate deceleration. The specified system is unsuitable for maneuverable aircraft with a parachute, because when using it, the release of the parachute will not increase deceleration.
Устранение данного недостатка также является одной из задач предлагаемого изобретения.The elimination of this drawback is also one of the objectives of the invention.
3. В изобретении по патенту №2070140 предлагается изменять зависимость между отклонением педалей и отклонением переднего колеса при помощи отдельного рычага, перемещаемого пилотом. Такое решение неприемлемо для маневренных самолетов, т.к. требует установки в кабине дополнительного органа управления и отвлекает внимание летчика при пробеге и рулении.3. In the invention according to patent No. 2070140, it is proposed to change the relationship between the deflection of the pedals and the deflection of the front wheel using a separate lever moved by the pilot. Such a solution is unacceptable for maneuverable aircraft, because It requires the installation of an additional control element in the cockpit and distracts the pilot’s attention during mileage and taxiing.
Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в снижении психофизиологической нагрузки на летчика за счет реализации функции автоматического управления тягой двигателей; снижении радиолокационной заметности самолета за счет применения малогабаритных приемников-преобразователей воздушных давлений (ППВД) вместо традиционных ПВД; улучшении массово-габаритных характеристик самолета путем отказа от ПВД и существенного сокращения длины подвижной механической проводки; повышении эффективности торможения путем реализации функции СУТК с контуром автоматического управления замедлением на пробеге с учетом выпуска тормозного парашюта; совершенствовании законов управления СУС с учетом скорости движения по взлетно-посадочной полосе (ВПП).The technical result, the invention is aimed at, is to reduce the psychophysiological load on the pilot by implementing the automatic engine traction control function; reduction of the radar visibility of the aircraft due to the use of small-sized air-pressure receivers-converters (PPVD) instead of traditional LDPE; improving the mass-dimensional characteristics of the aircraft by abandoning LDPE and significantly reducing the length of movable mechanical wiring; increasing braking efficiency by implementing the CTC function with the automatic deceleration control on the run, taking into account the release of the brake parachute; improving the laws of managing the CMS taking into account the speed of movement along the runway.
Указанный технический результат достигается тем, что в самолете с комплексной системой управления, содержащем фюзеляж, крыло, оперение, шасси, силовую установку, комплексную систему управления, которая включает вычислительный блок, соединенный по входам и выходам с приводами рулевых поверхностей и поворотных сопел силовой установки через кабельную сеть, датчики движения самолета, выходы которых связаны через внутреннюю мультиплексную линию связи с вычислительным блоком, блок преобразования сигналов, связанный через внутреннюю мультиплексную линию связи с вычислительным блоком, соединенным по внешней мультиплексной линии связи с информационно-управляющей системой, согласно изобретению комплексная система управления содержит по меньшей мере один вычислитель воздушно-скоростных параметров, связанный по входам и выходам по меньшей мере с одним приемником-преобразователем воздушных давлений (ППВД), предназначенным для измерения полного и статического давлений, и с по меньшей мере одним датчиком температуры заторможенного потока, а также с вычислительным блоком, который по входам и выходам связан по меньшей мере с одним ППВД, расположенным во внутреннем отсеке самолета и предназначенным для измерения статического давления, кроме того, комплексная система управления снабжена блоком управления шасси (БУШ), содержащим вычислители сигналов управления исполнительными механизмами поворота и торможения колес, выходы которых подключены к входам усилителей мощности, выходы которых через БУШ и кабельную сеть соединены с входами исполнительных механизмов поворота и торможения колес, а входы вычислителей через кабельную сеть самолета и БУШ связаны с выходами датчиков исполнительных механизмов поворота и торможения колес, датчиков обжатия амортизаторов шасси и датчиков частоты вращения колес шасси.The specified technical result is achieved by the fact that in an airplane with an integrated control system comprising a fuselage, a wing, a plumage, a landing gear, a power plant, an integrated control system that includes a computing unit connected at the inputs and outputs to the drives of the steering surfaces and rotary nozzles of the power plant through cable network, aircraft motion sensors, the outputs of which are connected via an internal multiplex communication line with a computing unit, a signal conversion unit connected through an internal multi a plex communication line with a computing unit connected via an external multiplex communication line with an information-control system, according to the invention, the integrated control system comprises at least one calculator of air-speed parameters, connected at the inputs and outputs of at least one receiver-transducer of air pressure (ППВД), designed to measure the total and static pressures, and with at least one sensor of the temperature of the inhibited flow, as well as with a computing unit, cat at the inputs and outputs, it is connected with at least one RPVD located in the internal compartment of the aircraft and designed to measure static pressure, in addition, the integrated control system is equipped with a landing gear control unit (BUSH), which contains calculators of control signals for the executive mechanisms of turning and braking the wheels, the outputs of which are connected to the inputs of power amplifiers, the outputs of which through the BUSH and cable network are connected to the inputs of the actuators of rotation and braking of the wheels, and the inputs of the computers Through the cable network of the aircraft and the BUSH, they are connected to the outputs of the sensors of the executive mechanisms of turning and braking the wheels, the compression sensors of the shock absorbers of the landing gear and the sensors of the frequency of rotation of the landing gear wheels.
Вычислительный блок системы управления имеет алгоритмический блок, предназначенный для вычисления и передачи сигналов необходимых положений приводу рычагов управления двигателями, который на основании поступивших от органов управления в кабине сигналов заданного изменения скорости или от поступивших из алгоритмического блока СДУ, САУ, СОС, управления приводами рулевых поверхностей и поворотных сопел силовой установки сигналов заданной скорости или заданного положения рычагов управления двигателями, вычисляет и передает сигналы необходимых положений приводу рычагов управления двигателями.The control system computing unit has an algorithmic unit for calculating and transmitting signals of necessary positions to the engine control lever actuator, which, based on the signals from the control unit in the cockpit of a given speed change or from the control unit of the control system, automatic control system, automatic control system, the control system for steering surfaces and rotary nozzles of the power plant of signals of a given speed or a given position of the engine control levers, calculates and transmits signals to crawled position of the actuator motor control levers.
Вычислитель БУШ включает алгоритмический блок расчета требуемых давлений в системе торможения колес шасси в зависимости от положения органов управления на основании сигналов, поступающих от органов управления в кабине, выпуска тормозного парашюта, обжатия амортизаторов шасси и частоты вращения колес шасси, выход которого соединен с входом алгоритмического блока управления и контроля агрегатами тормозов колес шасси, выход которого через усилители мощности и кабельную сеть соединен с входами агрегатов тормозов колес шасси, также БУШ включает алгоритмический блок расчета требуемого угла поворота колес передней стойки шасси в зависимости от положения органов управления, на вход которого поступают сигналы органов управления поворотом колес в кабине и сигнал частоты вращения колес передней стойки, а выход соединен с входом алгоритмического блока управления и контроля приводом системы управления поворотом колес передней стойки шасси, выход которого через усилители мощности, БУШ и кабельную сеть соединен с входом привода управления поворотом колес передней стойки шасси.The BUSh calculator includes an algorithmic unit for calculating the required pressures in the braking system of the wheels of the chassis depending on the position of the controls based on the signals received from the controls in the cab, release of the brake parachute, compression of the shock absorbers of the chassis and the speed of the wheels of the chassis, the output of which is connected to the input of the algorithmic unit control and monitoring of the chassis wheel brake assemblies, the output of which through power amplifiers and the cable network is connected to the inputs of the chassis wheel brakes, also BUSH It turns on the algorithmic block for calculating the required angle of rotation of the wheels of the front landing gear, depending on the position of the controls, the input of which receives the signals of the steering elements of the wheels in the cab and the signal of the wheel speed of the front struts, and the output is connected to the input of the algorithmic control and control unit by the control system drive by turning the wheels of the front landing gear, the output of which through the power amplifiers, BUSH and cable network is connected to the input of the drive for controlling the rotation of the wheels of the front landing gear and.
Для устранения недостатка в СУТК используется сигнал выпуска тормозного парашюта, который поступает в алгоритмический блок, определяющий зависимость давления в агрегатах управления торможением шасси от отклонения тормозных площадок педалей, и изменяет ее в соответствии со скоростью самолета и временем с момента выпуска парашюта.To eliminate the drawback in the SUTC, the brake parachute release signal is used, which enters the algorithmic unit that determines the dependence of the pressure in the chassis braking control units on the deflection of the brake pads of the pedals, and changes it in accordance with the speed of the aircraft and the time from the moment the parachute was released.
Для устранения недостатка в СУС зависимость угла поворота колес передней стойки от перемещения педалей корректируется автоматически по скорости руления, определяемой по сигналам датчика частоты вращения колес передней стойки.To eliminate the disadvantage in the CMS, the dependence of the angle of rotation of the wheels of the front rack on the movement of the pedals is automatically adjusted according to the steering speed, determined by the signals of the wheel speed sensor of the front rack.
При реализации указанных выше мероприятий предложенная комплексная система управления (КСУ) обеспечивает управление самолетом не только в воздухе, но и на земле, а также существенно снижает нагрузку на летчика при пилотировании.When implementing the above measures, the proposed integrated control system (KSU) provides control of the aircraft not only in the air, but also on the ground, and also significantly reduces the load on the pilot during piloting.
Изобретение поясняется чертежами, где изображены:The invention is illustrated by drawings, which depict:
на фиг. 1 - структурная схема системы КСУ;in FIG. 1 is a structural diagram of a KSU system;
на фиг. 2 - блок-схема алгоритмов КСУ.in FIG. 2 is a block diagram of the KSU algorithms.
Самолет содержит фюзеляж, крыло, оперение, шасси, силовую установку (на фигурах не представлены) и комплексную систему управления (КСУ), структурная схема которой изображена на фиг. 1. КСУ включает в себя вычислительный блок 1, в котором в соответствии с алгоритмами систем СДУ, САУ, СОС вычисляются сигналы необходимого отклонения рулевых поверхностей и поворотных сопел, служащих для изменения положения самолета в пространстве. В соответствии с вычисленными сигналами необходимого отклонения рулевых поверхностей и поворотных сопел, в этом же вычислительном блоке 1 вычисляются сигналы необходимого перемещения золотников приводов рулевых поверхностей 2 и поворотных сопел 3. Выходы вычислительного блока 1 через кабельную сеть 4 самолета соединены с входами исполнительных механизмов отклонения рулевых поверхностей и управления вектором тяги, а именно приводов рулевых поверхностей 2 и поворотных сопел силовой установки 3.The aircraft contains a fuselage, a wing, a plumage, a landing gear, a power plant (not shown in the figures) and an integrated control system (KSU), the structural diagram of which is shown in FIG. 1. KSU includes a
Сигналы с датчиков положений исполнительных механизмов 2, 3 через кабельную сеть 4 самолета передаются в вычислительный блок 1 и используются в нем в качестве обратных связей.The signals from the position sensors of the
Для обеспечения надежности в части управления рулевыми поверхностями система четырехкратно резервирована.To ensure reliability in terms of steering control, the system is quadrupled redundant.
Параметры движения самолета (перегрузки и угловые скорости) определяются резервированными датчиками 5, сигналы с выходов которых поступают в вычислительный блок 1 управления рулевыми поверхностями через внутреннюю мультиплексную линию связи 6. Аналоговые сигналы с датчиков и органов управления, расположенных в кабине пилота, поступают на вход блока преобразования сигналов 7, преобразуются в цифровые и также передаются в вычислительный блок 1 через внутреннюю мультиплексную линию связи 6.The aircraft motion parameters (overloads and angular speeds) are determined by
Сигналы самолетных систем, необходимые для работы САУ, СОС, и СДУ поступают в вычислительный блок 1 по внешней мультиплексной линии связи 8 через информационно-управляющую систему (ИУС) 9. По этой же линии в ИУС выдаются сигналы из КСУ для индикации летчику режимов работы и состояния системы.The signals of the aircraft systems necessary for the operation of self-propelled guns, AS, and CDS enter the
Для выполнения функции СИ ВСП в состав КСУ включены четыре ППВД 10, расположенных на поверхности носовой части фюзеляжа и предназначенных для измерения полного и статического давлений, один ППВД 11, расположенный внутри отсека оборудования и предназначенный для измерения статического давления, два датчика температуры заторможенного потока 12 и два двухканальных вычислителя воздушных параметров (ВВП) 13.To perform the SI VSP function, the KSU includes four PPVD 10 located on the surface of the nose of the fuselage and designed to measure full and static pressure, one
Приемная часть ППВД имеет по меньшей мере четыре радиальных канала, выполненные в различных, заранее известных направлениях. Радиальные каналы соединены с размещенными внутри ППВД датчиками, измеряющими воздушное давление. Величина давления в радиальных каналах зависит от величины угла, который ось канала составляет с направлением набегающего потока. За счет этого, зная направления каналов ППВД относительно осей самолета, по разности измеренных в каналах давлений возможно рассчитать воздушно-скоростные параметры полета (ВСП).The receiving part of the PPSA has at least four radial channels made in different, previously known directions. Radial channels are connected to air pressure sensors located inside the RPVD. The magnitude of the pressure in the radial channels depends on the angle that the axis of the channel is with the direction of the incident flow. Due to this, knowing the direction of the RPVD channels relative to the axes of the aircraft, it is possible to calculate the air-speed flight parameters (VSP) from the difference in the pressure channels.
ППВД, используемый в рамках настоящего изобретения, формирует для КСУ четыре сигнала воздушных давлений.The HPPF used in the framework of the present invention generates four air pressure signals for the KSU.
Измеренные ППВД 10 давления преобразуются в цифровые сигналы, которые с выходов ППВД 10 поступают на входы ВВП 13, где по разнице измеренных давлений в соответствии с алгоритмами СИ ВСП рассчитываются воздушно-скоростные параметры полета (ВСП). Аналоговые сигналы температуры заторможенного потока с выходов датчиков 12 передаются на входы ВВП 13, где также используются для расчета ВСП. Сигналы ВСП с выходов ВВП 13 передаются на входы вычислительного блока 1.The measured
С целью коррекции измерений ППВД 10, расположенных на поверхности носовой части фюзеляжа, внутри отсека бортового оборудования установлен дополнительный ППВД 11. Все отверстия ППВД 11 измеряют статическое давление в отсеке оборудования. Измеренные давления преобразуются в цифровые сигналы и поступают на вход вычислительного блока 1, откуда по цифровым линиям связи передаются на входы ВВП 13.In order to correct the measurements of the
С выходов ВВП 13 на входы ППВД 10 и ППВД 11 поступают сигналы управления обогревом ППВД.From the outputs of
Для реализации функции автоматического управления тягой двигателей вычислительный блок 1 соединен с приводом рычагов управления двигателями (РУД) 14. Для обеспечения надежности в части функции АУТ система двукратно резервирована.To implement the automatic engine traction control function, the
Сигналы заданных углов отклонения РУД с выхода вычислительного блока 1 поступают на входы привода РУД 14. С выхода привода РУД 14 на вход вычислительного блока 1 поступают сигналы фактических углов отклонения РУД и используются в качестве обратной связи.The signals of the given throttle deviation angles from the output of the
Для выполнения функций СУТК и СУС в состав КСУ включен блок БУШ 15. Для обеспечения надежности в части СУТК и СУС система двукратно резервирована.To perform the functions of SUTK and SUS, the
БУШ 15 содержит два однотипных вычислительных канала, в каждом из которых установлен вычислитель 16, реализующий:
а) алгоритмы формирования сигналов требуемого угла поворота колес передней стойки шасси и требуемой величины замедления при пробеге (алгоритмы СУС и СУТК);a) algorithms for generating signals of the required angle of rotation of the wheels of the front landing gear and the required amount of deceleration during the run (algorithms SUS and SUTK);
б) алгоритмы управления и контроля исправности привода СУС и агрегатов СУТК.b) algorithms for controlling and monitoring the health of the drive of the control system and the assemblies of the control system.
В БУШ 15 размещены блоки питания 17, выходы напряжений которых подключены к входам вычислителей 16 и усилителям мощности 18, входы которых подключены к выходам вычислителей 16, а выходы усилителей мощности 18 подключены через БУШ 15 и кабельную сеть 4 самолета к входам исполнительных механизмов поворота и торможения колес, а именно к входам привода СУ С 19 и агрегатов тормозов колес 20.In the
Сигналы управления СУТК и СУС от органов управления в кабине по аналоговым линиям связи поступают в блок преобразования сигналов 7, где преобразуются в цифровой вид и по внутренней мультиплексной линии связи 6 поступают в вычислительный блок 1, откуда через внутреннюю мультиплексную линию связи 6 и БУШ 15 передаются на входы вычислителей 16.The control signals CTC and CMS from the controls in the cab via analog communication lines enter the
Сигнал выпущенного положения тормозного парашюта через ИУС 9 по внешней мультиплексной линии связи 8 поступает в вычислительный блок 1, откуда по внутренней мультиплексной линии связи 6 и БУШ 15 поступает на входы вычислителей 16, где используется для изменения зависимости заданной величины замедления движения самолета от величины отклонения тормозных площадок педального механизма. По этой же линии 6 в вычислительный блок 1 из БУШ 15 передаются сигналы режимов работы и состояния систем СУТК и СУС для последующей индикации летчику.The signal of the released position of the braking parachute through the
Аналоговые сигналы с датчиков 21 обжатия амортизаторов шасси, датчика 22 частоты вращения колес передней стойки шасси и датчиков 23 частоты вращения колес основных стоек шасси через кабельную сеть 4 самолета и БУШ 15 передаются на входы вычислителей 16.Analog signals from the
Сигналы положений датчиков штока привода СУС 19, золотников привода СУС 19 и агрегатов тормозов колес 20, а также сигналы величин давлений в системе торможения колес через кабельную сеть 4 самолета и БУШ 15 передаются на входы вычислителей 16 и используются в них для формирования сигналов, управляющих золотниками приводов.The signals of the position of the sensors of the rod of the
На фиг. 2 показана блок-схема алгоритмов КСУ, иллюстрирующая решение задач СДУ, САУ, СОС, управления рулевыми приводами и поворотными соплами, СИ ВСП, АУТ, СУТК и СУС.In FIG. 2 shows a block diagram of the KSU algorithms illustrating the solution to the problems of CDS, ACS, SOS, steering gear and rotary nozzles, SI VSP, AUT, SUTK and SUS.
На вход алгоритмического блока СДУ, САУ, СОС, управления рулевыми приводами и поворотными соплами 24 поступают сигналы положения органов управления в кабине, значения воздушно-скоростных параметров из блока алгоритмов расчета ВСП 25, сигналы от прицельных и навигационных систем, значения массы топлива от топливомера, сигналы наличия подвесок, их типа и точек расположения от систем управления вооружением. Также на вход блока 24 поступают сигналы фактических положений золотников приводов рулевых поверхностей и поворотных сопел силовой установки. С выхода блока 24 на усилители мощности поступают сигналы управления золотниками приводов рулевых поверхностей и поворотных сопел силовой установки, где усиливаются и передаются на входы приводов рулевых поверхностей и поворотных сопел силовой установки. В блоке 24 посредством сравнения заданных значений положения золотников с фактическими также производится контроль исправности работы приводов.The input of the SDU, ACS, SOS algorithm block, steering gear control and
На вход алгоритмического блока расчета ВСП 25 поступают сигналы полных и статических давлений от ППВД, расположенных на поверхности носовой части фюзеляжа, сигналы статических давлений от ППВД, расположенного в отсеке оборудования, сигналы температур от датчиков температуры заторможенного потока, сигналы от инерциальных систем, сигналы от органов управления в кабине. С выхода блока 25 на вход алгоритмического блока 24 поступают сигналы ВСП.The input of the algorithmic block for calculating the
В алгоритмическом блоке 26 вычисляются сигналы заданных углов (αруд зад) отклонения РУДов и передаются на вход привода РУДов, на основании одного из поступивших на вход алгоритмического блока АУТ 26 сигналов: сигнала заданного изменения скорости, поступившего от органов управления в кабине, или сигнала заданной скорости (Vзад), поступившего из алгоритмического блока 24, или заданного положения РУД (αруд зад), поступившего из алгоритмического блока 24. С выхода привода РУДов на вход алгоритмического блока 26 передаются сигналы фактических положений РУДов и используются в качестве обратных связей.In the
На вход алгоритмического блока СУС 27 из кабины поступают сигналы положения органов управления поворотом колес и сигнал частоты вращения колес передней стойки шасси (ПСШ). В алгоритмическом блоке 27 производится расчет требуемого угла поворота колес ПСШ в зависимости от положения органов управления в кабине. Сигнал частоты вращения колес ПСШ используется для расчета скорости движения по ВПП и изменения передаточного отношения между отклонением педалей и углом поворота колес ПСШ в зависимости от величины рассчитанной скорости. Значение требуемого угла поворота колес с выхода блока 27 поступают на вход блока управления и контроля приводом СУС 28, в котором в соответствии с указанными значениями и сигналами положения датчиков штока и золотника электрогидравлического привода поворота колес ПСШ реализуются алгоритмы, определяющие значения сигналов управления золотником этого привода. Указанные сигналы через усилители мощности, БУШ и кабельную сеть передаются на вход привода поворота колес ПСШ. Также в блоке 28 производится контроль исправности работы привода поворота колес ПСШ посредством сравнения заданных значений положения золотника привода поворота колес ПСШ с фактическими.The input of the
На вход алгоритмического блока СУТК 29 поступают сигналы положения органов управления в кабине, сигнал выпуска тормозного парашюта, сигналы обжатия амортизаторов шасси и сигналы частоты вращения колес шасси. В алгоритмическом блоке 29 производится расчет требуемых давлений в системе торможения в зависимости от положения органов управления, сигнала обжатия амортизаторов шасси, сигнала частоты вращения колес шасси. Сигнал выпуска тормозного парашюта используется для изменения зависимости замедления движения самолета от перемещений органов управления в кабине при выпуске тормозного парашюта.The input of the
Значения требуемых давлений в системе торможения с выхода блока 29 поступают на вход блока управления и контроля агрегатами тормозов колес шасси 30, в котором в соответствии с указанными значениями и поступившими сигналами положений золотников агрегатов тормозов колес и значений давления в системе торможения реализуются алгоритмы, определяющие значения сигналов управления золотниками агрегатов тормозов колес. Указанные сигналы через усилители мощности, БУШ и кабельную сеть передаются на входы агрегатов тормозов колес. Также в блоке 30 производится контроль исправности работы агрегатов тормозов колес посредством сравнения заданных значений положений золотников агрегатов тормозов колес с фактическими.The values of the required pressures in the braking system from the output of
Реализация в КСУ функции автоматического управления тягой двигателей позволяет осуществлять управление движением самолета без непосредственного участия летчика в широком диапазоне режимов целевого применения. За счет этого существенно снижается психофизиологическая нагрузка на летчика многофункционального самолета в части задач пилотирования и увеличиваются возможности его участия в решении других целевых задач.The implementation in KSU of the automatic engine traction control function allows you to control the movement of the aircraft without the direct involvement of the pilot in a wide range of target application modes. Due to this, the psychophysiological load on the pilot of a multifunctional aircraft is significantly reduced in terms of piloting tasks and the possibilities of his participation in solving other target tasks are increased.
Применение малогабаритных ППВД вместо традиционных ПВД позволяет существенно снизить радиолокационную заметность самолета.The use of small-sized RPVD instead of traditional LDPE can significantly reduce the radar visibility of the aircraft.
Также отказ от традиционных ПВД и отказ от протяженной механической проводки СУС за счет замены ее на электрическую позволяет существенно снизить массу самолета.Also, the rejection of traditional LDPEs and the rejection of extended mechanical wiring of the control system by replacing it with an electric one significantly reduces the weight of the aircraft.
Включение в состав КСУ БУШ с алгоритмами СУТК, учитывающими выпуск на пробеге тормозного парашюта, и алгоритмами СУС, учитывающими скорость движения по ВПП для автоматической коррекции зависимости угла поворота колес передней стойки от перемещения педалей, позволяет существенно повысить эффективность торможения и улучшить характеристики управляемости при движении по ВПП.The inclusion in the KSU BUSH with SUTK algorithms that take into account the release of a brake parachute on the run, and SUS algorithms that take into account the runway speed for automatic correction of the dependence of the angle of rotation of the wheels of the front strut on pedal movement, can significantly increase braking efficiency and improve handling characteristics when driving along Runway.
Claims (3)
Priority Applications (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016142524A RU2630030C1 (en) | 2016-10-28 | 2016-10-28 | Multifunctional single-seat aircraft with integrated control system |
PCT/RU2017/000780 WO2018080344A1 (en) | 2016-10-28 | 2017-10-25 | Multi-functional single-seat aircraft with integrated control system |
CN201780077345.9A CN110087991A (en) | 2016-10-28 | 2017-10-25 | Multi-functional single seat aircraft with integrated control system |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016142524A RU2630030C1 (en) | 2016-10-28 | 2016-10-28 | Multifunctional single-seat aircraft with integrated control system |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2630030C1 true RU2630030C1 (en) | 2017-09-05 |
Family
ID=59797715
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016142524A RU2630030C1 (en) | 2016-10-28 | 2016-10-28 | Multifunctional single-seat aircraft with integrated control system |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN110087991A (en) |
RU (1) | RU2630030C1 (en) |
WO (1) | WO2018080344A1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2709946C2 (en) * | 2017-11-09 | 2019-12-23 | Открытое акционерное общество "Авиационная корпорация "Рубин" | Method for automatic control of aircraft braking |
RU2727225C1 (en) * | 2019-10-30 | 2020-07-21 | Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Method and system for preventing of sideways deflection of aircraft from runway |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2203200C1 (en) * | 2002-08-08 | 2003-04-27 | ОАО "ОКБ им. А.С.Яковлева" | Integrated on-board equipment complex for light combat trainer |
RU2235044C1 (en) * | 2003-11-12 | 2004-08-27 | ОАО "ОКБ им. А.С. Яковлева" | Light multi-mission aircraft |
RU2263044C1 (en) * | 2004-08-03 | 2005-10-27 | Открытое акционерное общество "ОКБ им. А.С. Яковлева" | Aircraft with general-purpose equipment control system |
US20100030402A1 (en) * | 2006-12-25 | 2010-02-04 | Oleg Fedorovich Demchenko | Light multi-purpose aircraft with a controlling integrated complex |
RU2472672C1 (en) * | 2011-06-23 | 2013-01-20 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Aircraft with remote control system |
Family Cites Families (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1807655A1 (en) * | 1990-01-04 | 1995-10-20 | Московский машиностроительный завод им.С.В.Ильюшина | Method of measuring displacement at take-off run and alighting run of flying vehicle |
FR2887222B1 (en) * | 2005-06-15 | 2007-08-10 | Airbus France Sas | METHOD AND DEVICE FOR DRIVING A FLYING AIRCRAFT ON THE GROUND |
FR2943037B1 (en) * | 2009-03-11 | 2012-09-21 | Airbus France | AIRCRAFT CONTROL SYSTEM WITH INTEGRATED MODULAR ARCHITECTURE. |
JP5123964B2 (en) * | 2010-02-26 | 2013-01-23 | 三菱重工業株式会社 | Aircraft control system, aircraft control method, and aircraft |
-
2016
- 2016-10-28 RU RU2016142524A patent/RU2630030C1/en active
-
2017
- 2017-10-25 WO PCT/RU2017/000780 patent/WO2018080344A1/en active Application Filing
- 2017-10-25 CN CN201780077345.9A patent/CN110087991A/en active Pending
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2203200C1 (en) * | 2002-08-08 | 2003-04-27 | ОАО "ОКБ им. А.С.Яковлева" | Integrated on-board equipment complex for light combat trainer |
RU2235044C1 (en) * | 2003-11-12 | 2004-08-27 | ОАО "ОКБ им. А.С. Яковлева" | Light multi-mission aircraft |
RU2263044C1 (en) * | 2004-08-03 | 2005-10-27 | Открытое акционерное общество "ОКБ им. А.С. Яковлева" | Aircraft with general-purpose equipment control system |
US20100030402A1 (en) * | 2006-12-25 | 2010-02-04 | Oleg Fedorovich Demchenko | Light multi-purpose aircraft with a controlling integrated complex |
RU2472672C1 (en) * | 2011-06-23 | 2013-01-20 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Aircraft with remote control system |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2709946C2 (en) * | 2017-11-09 | 2019-12-23 | Открытое акционерное общество "Авиационная корпорация "Рубин" | Method for automatic control of aircraft braking |
RU2727225C1 (en) * | 2019-10-30 | 2020-07-21 | Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Method and system for preventing of sideways deflection of aircraft from runway |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO2018080344A1 (en) | 2018-05-03 |
WO2018080344A8 (en) | 2019-06-27 |
CN110087991A (en) | 2019-08-02 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2435190C1 (en) | Method and apparatus for lateral control of taxiing aircraft | |
CN106335633B (en) | Data processing unit for aircraft landing gear performance monitoring | |
RU2361778C1 (en) | Method and device to control aircraft in rollout | |
US20160355256A1 (en) | Aircraft landing gear longitudinal force control | |
US9446838B2 (en) | Systems for inceptor control in fly-by-wire aircraft systems | |
KR20140052607A (en) | System and method for adjusting control law gain according to the change of center of gravity of aircraft | |
US8473159B2 (en) | Variable gain control nose wheel steering system | |
RU2630030C1 (en) | Multifunctional single-seat aircraft with integrated control system | |
RU2472672C1 (en) | Aircraft with remote control system | |
RU2327602C1 (en) | Aircraft control method and complex system method is built around | |
CN106828884A (en) | The method that amphibious aircraft flight control system installs control augmentation stability system additional | |
Gibson et al. | Development and flight test of the X-43A-LS hypersonic configuration UAV | |
US10065729B2 (en) | Control method and apparatus for an aircraft when taxiing | |
Simpson et al. | Active control technology | |
RU2235044C1 (en) | Light multi-mission aircraft | |
RU2763198C1 (en) | Control system of a coaxial helicopter | |
US20230211871A1 (en) | Control system and method | |
EP3922550A1 (en) | Control system and method | |
RU2733666C1 (en) | Method for automatic generation of auxiliary signals on ground flight area of aircraft | |
RU2667411C1 (en) | Method for generating auxiliary control signals on airplane run | |
GB2595912A (en) | Control system and method | |
CARLIN | The effects of the direction of control loading on a one-dimensional tracking task[M. S. Thesis- Georgia Institute of Technology] | |
Hunt | The evolution of fly-by-wire control techniques in the UK | |
Krag et al. | Peter G. Hamel | |
Tomczyk | Handling qualities augmentation system for general aviation aircraft |