RU2697634C2 - Способ управления многосекционным рулем летательного аппарата - Google Patents
Способ управления многосекционным рулем летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2697634C2 RU2697634C2 RU2017136788A RU2017136788A RU2697634C2 RU 2697634 C2 RU2697634 C2 RU 2697634C2 RU 2017136788 A RU2017136788 A RU 2017136788A RU 2017136788 A RU2017136788 A RU 2017136788A RU 2697634 C2 RU2697634 C2 RU 2697634C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- section
- aircraft
- steering wheel
- rudder
- controllability
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 12
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 claims abstract description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 2
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 2
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000004321 preservation Methods 0.000 description 1
- 238000004886 process control Methods 0.000 description 1
- 238000000638 solvent extraction Methods 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
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
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Steering-Linkage Mechanisms And Four-Wheel Steering (AREA)
Abstract
Изобретение относится к способу управления многосекционным рулем летательного аппарата. Для управления многосекционным рулем формируют команды управления каждой секцией для обеспечения требуемых моментов. При выходе секций из строя их отключают и фиксируют в положении, близком к нейтральному, а симметричную ей секцию продолжают использовать путем изменения законов управления отдельными секциями. Обеспечивается максимальное сохранение устойчивости и управляемости летательного аппарата. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области управления летательным аппаратом (ЛА), рулевая поверхность которого разделена на несколько секций, и может быть использовано для сохранения его управляемости и устойчивости при отказах отдельных секций руля. Переход от механического управления рулевыми поверхностями летательных аппаратов к системам дистанционного управления, бурное развитие вычислительной и цифровой техники позволяет реализовывать на перспективных летательных аппаратах новые способы управления многосекционными рулями.
Известен способ управления многосекционным рулем летательного аппарата, когда управляемая плоскость крыла разделена на много секций (несколько интерцепторов, элеронов, элевонов и так далее), при котором для управления траекторией полета или ее коррекции каждую секцию отклоняют одним или большим числом приводов в соответствии с заданным законом. Секционирование позволяет уменьшить вес и габариты приводов секций, обеспечить равномерное распределение нагрузки и сохранить работоспособность при отказе одной или более секций [Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов / под ред. Г.С. Бюшгенса. -М.: Наука. Физматлит, 1998. - 816 с. С. 446-448]. При электрическом управлении для сохранения симметрии в управляющем моменте по крену используют попарный контроль работы симметрично расположенных секций правой и левой плоскостей крыла. В случае отказа какой-либо секции производят отключение секций обеих плоскостей крыла, то есть отключают отказавшую секцию и симметричную ей секцию на другом полукрыле. При управлении гидромеханическими приводами секций от общего резервированного сервопривода через механическую проводку в случае отказа какого-либо привода секции эту секцию «пересиливают» остальными секциями. Устранение асимметрии в этом случае осуществляют путем отключения гидросистемы на другом полукрыле.
Недостатком способа является ухудшение характеристик управляемости летательного аппарата при отказе какой-либо секции многосекционного руля, а при заклинивании отказавшей секции под углом к плоскости крыла -ухудшение характеристик устойчивости.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому эффекту (прототип) к предлагаемому способу является способ управления многосекционным рулем летательного аппарата с аэродинамическим суммированием действий отдельных секций, состоящий в формировании для полета летательного аппарата по заданной траектории или ее коррекции команд управления каждой секцией, обеспечивающих требуемое значение эффективного отклонения эквивалентного односекционного руля, при котором коэффициент момента руля равен сумме коэффициентов моментов его отдельных секций, и передаче их на многоканальные приводы каждой секции [Гониодский В.И., Склянский Ф.И., Шумилов И.С. Привод рулевых поверхностей самолетов. - М.: «Машиностроение», 1974. - 320 с. С. 185-186]. Для получения необходимых характеристик устойчивости и управляемости самолета и обеспечения безопасности при выходе из строя отдельных секций руля их отключают путем жесткой фиксации в положении, близком к нейтральному. Для устранения возникающих при этом моментов предусматривают специальную систему контроля для отключения секций руля, симметрично расположенных относительно отказавших секций с другой стороны оси самолета.
Недостатком способа является ухудшение характеристик управляемости летательного аппарата при одновременном отключении отказавшей секции одной плоскости крыла и симметричной ей секции другой плоскости крыла, находящейся в рабочем состоянии.
Техническим результатом настоящего изобретения является максимальное сохранение устойчивости и управляемости летательного аппарата при отключении отказавшей секции за счет формирования законов управления каждой исправной секцией многосекционного руля, обеспечивающих требуемое эффективное отклонение эквивалентного односекционного руля и компенсацию возникающей при отказе секции аэродинамической асимметрии летательного аппарата.
Указанный результат достигается тем, что в известном способе управления многосекционным рулем летательного аппарата, заключающемся в формировании для полета летательного аппарата по заданной траектории или ее коррекции команд управления каждой секцией, обеспечивающих требуемое значение эффективного отклонения эквивалентного односекционного руля, при котором коэффициент момента руля равен сумме коэффициентов моментов его отдельных секций, передаче их на приводы каждой секции, при этом для сохранения характеристик устойчивости и управляемости самолета и обеспечения безопасности при выходе из строя отдельных секций руля их отключают путем жесткой фиксации в положении, близком к нейтральному, согласно изобретению при отказе любой секции на одной из плоскостей летательного аппарата симметричную ей секцию на другой плоскости не отключают, а продолжают использовать в процессе управления летательным аппаратом, при этом законы управления отдельными секциями изменяют таким образом, чтобы максимально сохранить эффективное отклонение эквивалентного односекционного руля и скомпенсировать возникшую аэродинамическую асимметрию летательного аппарата для сохранения управляемости и устойчивости летательного аппарата.
Сущность изобретения заключается в том, что при известных зависимостях возникающих моментов от угла отклонения каждой секции многосекционного руля летательного аппарата в случае возникновения отказа какой-либо секции ее отключают, рассчитывают управляющие команды для всех оставшихся исправными секций таким образом, чтобы парировать отказ, максимально обеспечить эффективное отклонение эквивалентного односекционного руля и скомпенсировать возникающий при отключении отказавшей секции момент.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где представлены зависимости эффективности различных секций элевонов в функции углов [Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов / под ред. Г.С. Бюшгенса. -М.: Наука. Физматлит, 1998. - 816 с. С. 342], полученные при исследовании на модели самолета в Центральном аэрогидродинамическом институте им. Н.Е. Жуковского (ЦАГИ). На фигуре имеются следующие обозначения: Суа - коэффициент подъемной силы летательного аппарата от угла атаки α; mz - коэффициент аэродинамического момента тангажа; δэв - угол отклонения элевона; 1+2+… - число отклоняемых элевонов, при этом 1 - номер элевона, находящегося на конце полуплоскости крыла, 2, 3 - следующие элевоны в направлении фюзеляжа, 4 - корневой элерон, расположенный возле фюзеляжа.
Из чертежа видно, что соответствующий подбор числа отклоняемых секций и угла отклонения каждой секции рулевой поверхности позволяет парировать отказ какой-либо секции без отключения симметрично расположенной секции другой полуплоскости крыла. Для этого необходимо знание зависимостей аэродинамических характеристик летательного аппарата от угла отклонения каждой секции руля, что проводится заранее с помощью продувки летательного аппарата или его макета в соответствующих институтах (например, ЦАГИ) или, если это летательный аппарат не массового производства, с помощью программных продуктов типа ANSYS.
Согласно заявленному изобретению при возникновении отказа какой-либо секции многосекционного руля летательного аппарата в вычислителе в соответствии с заложенными зависимостями аэродинамических характеристик летательного аппарата от угла отклонения каждой секции руля, полученными заранее с помощью продувки планера летательного аппарата, вычисляют управляющие команды отклонения на расчетный угол для приводов каждой секции таким образом, чтобы эффективный угол отклонения эквивалентного односекционного руля соответствовал эффективному углу отклонения эквивалентного односекционного руля в штатной ситуации (без отказа секции). Этим достигается указанный в изобретении технический результат.
Способ может быть реализован следующим образом.
1. Заранее на стадии выбора планера аппарата проводят продувку летательного аппарата при всех возможных отклонениях каждой секции многосекционного руля для определения эффективности в диапазоне возможных режимов для каждой секции и получения зависимостей аэродинамических характеристик от углового положения каждой секции.
2. Для всех возможных режимов полета с учетом полученных зависимостей определяют варианты законов отклонения каждой секции для формирования требуемого эффективного угла отклонения эквивалентного односекционного руля, в том числе при возможном отказе любой секции.
Например, коэффициент момента секционированного руля относительно оси самолета можно представить в виде [Гониодский В.И., Склянский Ф.И., Шумилов И.С. Привод рулевых поверхностей самолетов. - М.: «Машиностроение», 1974. - 320 с. С. 185] 
, где тр i - коэффициент момента i-ой секции. Зависимость коэффициента руля от производной 
и угла отклонения руля δ следующая: 
Обозначив δэфф эффективный угол отклонения эквивалентного односекционного руля, при котором коэффициент момента руля равен сумме моментов его отдельных секций, отклоненных на разные углы, и приняв для i-ой секции 
, получим 
, где ki,δi - коэффициент передачи и угол отклонения i-ой секции, соответственно. Таким образом, зависимость эффективного угла руля от коэффициента передачи и углового положения каждой секции: 
Для более полного использования эффективности каждой секции коэффициенты передачи каждой секции целесообразно делать не постоянными, как реализовано в прототипе, а регулируемыми.
3. Записывают полученные законы управления каждой секцией в вычислительное устройство.
4. При выполнении полета при отказе какой-либо секции отключают ее, выставив по возможности в нейтральное положение, и, в зависимости от режима полета и углового положения отказавшей секции, с помощью вычислителя определяют требуемые углы отклонения для каждой исправной секции для достижения требуемого эффективного отклонения эквивалентного односекционного руля.
Таким образом, предложенное техническое решение позволяет решить поставленную техническую задачу: максимальное сохранение устойчивости и управляемости летательного аппарата при отключении отказавшей секции за счет формирования законов управления каждой исправной секцией многосекционного руля, обеспечивающих требуемое эффективное отклонение эквивалентного односекционного руля и компенсацию возникающей при отказе секции аэродинамической асимметрии летательного аппарата.
Claims (1)
- Способ управления многосекционным рулем летательного аппарата, состоящий в формировании для полета летательного аппарата по заданной траектории или ее коррекции команд управления каждой секцией, обеспечивающих требуемое значение эффективного отклонения эквивалентного односекционного руля, при котором коэффициент момента руля равен сумме коэффициентов моментов его отдельных секций, передаче их на приводы каждой секции, при этом для сохранения характеристик устойчивости и управляемости самолета и обеспечения безопасности при выходе из строя отдельных секций руля их отключают путем жесткой фиксации в положении, близком к нейтральному, отличающийся тем, что при отказе любой секции на одной из плоскостей летательного аппарата симметричную ей секцию на другой плоскости не отключают, а продолжают использовать в процессе управления летательным аппаратом, при этом законы управления отдельными секциями изменяют таким образом, чтобы максимально сохранить эффективное отклонение эквивалентного односекционного руля и скомпенсировать возникшую аэродинамическую асимметрию летательного аппарата для сохранения управляемости и устойчивости летательного аппарата.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017136788A RU2697634C2 (ru) | 2017-10-18 | 2017-10-18 | Способ управления многосекционным рулем летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017136788A RU2697634C2 (ru) | 2017-10-18 | 2017-10-18 | Способ управления многосекционным рулем летательного аппарата |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2017136788A RU2017136788A (ru) | 2019-04-18 |
| RU2017136788A3 RU2017136788A3 (ru) | 2019-05-17 |
| RU2697634C2 true RU2697634C2 (ru) | 2019-08-15 |
Family
ID=66167997
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017136788A RU2697634C2 (ru) | 2017-10-18 | 2017-10-18 | Способ управления многосекционным рулем летательного аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2697634C2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2811754C1 (ru) * | 2023-05-16 | 2024-01-16 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Устройство управления приводами многосекционного руля самолета |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2364548C2 (ru) * | 2007-05-17 | 2009-08-20 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Система управления летательным аппаратом |
| RU2487052C1 (ru) * | 2011-11-09 | 2013-07-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Способ формирования сигнала управления системой стабилизации беспилотного летательного аппарата |
| US20160229522A1 (en) * | 2014-07-14 | 2016-08-11 | The Boeing Company | Closed loop control of aircraft control surfaces |
| RU165180U1 (ru) * | 2016-02-18 | 2016-10-10 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | Отказоустойчивая комплексная система управления |
| US9701404B2 (en) * | 2008-10-03 | 2017-07-11 | Textron Innovations Inc. | Method and apparatus for aircraft sensor and actuator failure protection using reconfigurable flight control laws |
-
2017
- 2017-10-18 RU RU2017136788A patent/RU2697634C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2364548C2 (ru) * | 2007-05-17 | 2009-08-20 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Система управления летательным аппаратом |
| US9701404B2 (en) * | 2008-10-03 | 2017-07-11 | Textron Innovations Inc. | Method and apparatus for aircraft sensor and actuator failure protection using reconfigurable flight control laws |
| RU2487052C1 (ru) * | 2011-11-09 | 2013-07-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Способ формирования сигнала управления системой стабилизации беспилотного летательного аппарата |
| US20160229522A1 (en) * | 2014-07-14 | 2016-08-11 | The Boeing Company | Closed loop control of aircraft control surfaces |
| RU165180U1 (ru) * | 2016-02-18 | 2016-10-10 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | Отказоустойчивая комплексная система управления |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2811754C1 (ru) * | 2023-05-16 | 2024-01-16 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Устройство управления приводами многосекционного руля самолета |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2017136788A (ru) | 2019-04-18 |
| RU2017136788A3 (ru) | 2019-05-17 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7367530B2 (en) | Aerospace vehicle yaw generating systems and associated methods | |
| US20180086447A1 (en) | Aircraft having independently variable incidence channel wings with independently variable incidence channel canards | |
| US20070271008A1 (en) | Manual and computerized flight control system with natural feedback | |
| CN114200827A (zh) | 一种超音速大机动靶标的多约束双通道控制方法 | |
| Landis et al. | Advanced flight control research and development at Boeing Helicopters | |
| CA3070356C (en) | Asymmetric aerial vehicle | |
| EP4011772A1 (en) | Convertiplane | |
| RU2697634C2 (ru) | Способ управления многосекционным рулем летательного аппарата | |
| Comer et al. | Total energy flight control architecture optimization for a tilt-wing aircraft | |
| Pravitra et al. | Adaptive control for attitude match station-keeping and landing of A fixed-wing UAV onto A maneuvering platform | |
| Huangzhong et al. | Tiltrotor aircraft attitude control in conversion mode based on optimal preview control | |
| US11939042B2 (en) | Control surface actuation synchronization system | |
| US6793171B1 (en) | Method and system for flying an aircraft | |
| Totoki et al. | Flight Testing of a Gain-Scheduled Stability and Control Augmentation System for a Quad-Tilt-Wing UAV | |
| Liang et al. | Research on longitudinal landing track control technology of carrier-based aircraft | |
| Colgren et al. | Dynamic inversion applied to the F-117A | |
| US20200094939A1 (en) | Articulated empennage with rudder and elevator | |
| Lemon et al. | Application of a six degree of freedom adaptive controller to a general aviation aircraft | |
| Chen et al. | Composite control system of hybrid-driven mid-altitude airship | |
| Liu et al. | Preliminary virtual flight validation of a quad tilt rotor UAV in wind tunnel | |
| US20220097827A1 (en) | Aircraft pitch control system with electronically geared elevator | |
| Diekmann et al. | Controllability of an aircraft with active high-lift system using a segmentwise controllable flap system | |
| Jie et al. | Fault tolerant control of uav with wing layout based on control allocation | |
| Wang et al. | Nonlinear Dynamic Inversion Control of VTOL Tilt-Wing UAV | |
| Steer et al. | Control and handling qualities considerations for an advanced supersonic transport aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20191019 |