RU2726372C2 - Способ согласования режимов ручного и автоматического управления самолетом в продольном движении - Google Patents
Способ согласования режимов ручного и автоматического управления самолетом в продольном движении Download PDFInfo
- Publication number
- RU2726372C2 RU2726372C2 RU2018138789A RU2018138789A RU2726372C2 RU 2726372 C2 RU2726372 C2 RU 2726372C2 RU 2018138789 A RU2018138789 A RU 2018138789A RU 2018138789 A RU2018138789 A RU 2018138789A RU 2726372 C2 RU2726372 C2 RU 2726372C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- signal
- manual
- control
- aircraft
- automatic
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 18
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims abstract description 9
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims abstract description 5
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims description 8
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 7
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 3
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 3
- 230000008569 process Effects 0.000 description 3
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 2
- 230000003321 amplification Effects 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000003199 nucleic acid amplification method Methods 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
- 238000011045 prefiltration Methods 0.000 description 1
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 1
- 230000003068 static effect 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)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Mechanical Control Devices (AREA)
Abstract
Изобретение относится к способу согласования режимов ручного и автоматического управления самолетом в продольном движении. Для реализации способа формируют сигналы ручного или автоматического управления, которые выборочно подаются на вход привода, обеспечивающего отклонения руля высоты самолета, при этом смена управления с одного режима на другой и обратно происходит определенным образом. Обеспечивается плавный переход с одного режима на другой и обратно и улучшение динамических характеристик системы автоматического управления. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к области систем управления самолетом в продольном канале и предназначено для обеспечения взаимодействия режимов ручного и автоматического управления.
Существующие способы ручного и автоматического управления маневренными самолетами основаны на использовании в своей работе двух типов приводов рулевых поверхностей (руля высоты): линейный (пропорциональный) привод (так называемая рулевая машина) и привод интегрального типа - механизм триммерного эффекта (МТЭ) (Якубович М.М. Автоматизация управления самолетом на основе разделения управляющих движений во времени // Проблемы машиностроения и надежности машин. 1997, №3, с. 97). Шток рулевой машины изменяет свое положение пропорционально входному сигналу, перемещение штока МТЭ является результатом интегрирования входного сигнала.
Известен способ управления самолетом с последовательной схемой_совместной работы МТЭ и рулевой машины, когда в режиме автоматического управления руль высоты отклоняется гидравлическим бустером пропорционально входному управляющему сигналу с помощью последовательно включенной в механическую проводку управления рулевой машины (типа раздвижной тяги) с ограниченным ходом штока (Якубович М.М. Автоматизация управления самолетом на основе разделения управляющих движений во времени // Проблемы машиностроения и надежности машин. 1997, №3, с. 98, пятый абзац). При выходе штока рулевой машины на предельное значение в работу включается МТЭ, перемещающий далее ручку управления самолетом (РУС), а затем через проводку управления и бустер руль высоты с постоянной тоже ограниченной по величине скоростью. Предельные значения перемещения штока рулевой машины и скорости перемещения штока МТЭ выбираются из условия отказобезопасности системы автоматического управления так, чтобы при отказах приводов летчик был в состоянии осознать и парировать возникшую нештатную ситуацию. Способ автоматического управления отличается высокой надежностью с точки зрения парирования отказов приводов, но в силу наложенных ограничений на максимальные значения перемещения штока рулевой машины и скорости перемещения штока МТЭ динамические характеристики процессов управления самолетом также ограничиваются. В режиме ручного управления руль высоты отклоняется летчиком через РУС. Перемещение РУС может корректироваться с помощью МТЭ (через загрузочный механизм) при выставке руля высоты в балансировочное положение.
Известен способ автоматического управления самолетом с параллельной работой МТЭ и рулевой машины, когда на входы приводов одновременно подается один и тот же сигнал управления, а перемещение руля высоты складывается из перемещения штока рулевой машины и перемещения штока МТЭ (Якубович М.М. Автоматизация управления самолетом на основе разделения управляющих движений во времени // Проблемы машиностроения и надежности машин. 1997, №3, с. 100, пункт 7). Ход штока рулевой машины также ограничен по величине, скоростная характеристика МТЭ линейна и тоже ограничена по величине, что по-прежнему накладывает ограничения на динамические характеристики процессов управления самолетом. В ручном управлении самолетом руль высоты перемещается по-прежнему с помощью РУС с коррекцией балансировочного положения от МТЭ.
В рассмотренных способах управления самолетом переход из ручного режима управления в автоматический и обратно осуществляется практически «безударно» - без существенных изменений положения руля высоты и, соответственно - перегрузки. Обеспечивается это за счет ограниченного перемещения штока рулевой машины в небольших пределах.
С появлением современных электро-гидравлических рулевых приводов, заменивших собой гидравлические бустеры и коротко-ходовые рулевые машины, стало возможным использовать в режимах автоматического управления самолетом полное (неограниченное) отклонение руля высоты. В этой связи безударный переход из режима ручного управления самолетом в автоматический режим и обратно требует специальной организации их взаимодействия.
Целью изобретения является обеспечение «безударного» (без скачкообразных изменений перегрузки) перехода из режима ручного управления самолетом в режим автоматического управления и обратно и улучшение динамических характеристик системы автоматического управления (САУ).
Поставленная цель достигается за счет того, что предлагаемый способ согласования режимов ручного и автоматического управления самолетом в продольном движении, предусматривает использование механизма триммерного эффекта (МТЭ), ручки управления самолетом (РУС), связанных друг с другом через загрузочный механизм, привод, обеспечивающий отклонение руля высоты самолета в полном рабочем диапазоне, на вход привода выборочно поступают предварительно сформированные либо сигнал ручного управления от РУС, либо сигнал автоматического управления от САУ. В момент перехода из ручного в автоматический режим управления на входе привода формируется сигнал автоматического управления с выхода САУ с предварительно внесенным в него начальным значением, равным значению сигнала ручного управления, зафиксированного на момент смены режима управления, МТЭ переводится в режим слежения сигнала ручного управления за сигналом автоматического управления за счет подключения на его вход разности этих сигналов. При обратном переходе из режима автоматического управления в режим ручного управления на входе привода формируется сумма сигнала ручного управления и сигнала, сформированного в виде разности сигналов автоматического и ручного управления, зафиксированных в момент смены режима управления, с последующим списыванием этой разности сигналов до нуля за определенное время, при этом сигнал на входе МТЭ обнуляется и летчику оставляется возможность управления им вручную для корректировки балансировочного положения РУС.
Сущность изобретения поясняется рисунком, на котором представлен пример реализации заявляемого способа согласования режимов ручного и автоматического управления самолетом в продольном движении.
На фиг. 1 использованы следующие обозначения:
1 - система автоматического управления, формирующая сигнал автоматического управления;
2 - механизм триммерного эффекта (МТЭ);
3 - загрузочный механизм (загрузочная пружина);
4 - блок преобразования сигнала по величине;
5 - предварительный фильтр;
6 - рулевой привод;
7, 8 - сумматоры;
9 - блок списывания сигналов до нулевого уровня;
10, 11, 12 - управляемые ключи;
13 - ручка управления самолетом (РУС);
ХАВТ - сигнал автоматического управления;
ХР - сигнал ручного управления;
ХМТ - перемещение штока МТЭ;
ΔХЛ - перемещение РУС, осуществляемое летчиком;
ХРУС - полное перемещение РУС от штока МТЭ и от летчика;
ϕСТ - угол отклонения стабилизатора (руля высоты) самолета;
«АВТ» - признак включения режима автоматического управления самолетом;
«РУЧН» - признак включения режима ручного управления самолетом;
ХР (t1) - значение сигнала ХР в момент времени t1;
t1 - момент времени, когда происходит переход из ручного управления самолетом в автоматический режим управления.
ХР (t2), ХАВТ (t2) - значения сигналов ХР, ХАВТ в момент времени t2;
t2 - момент времени, когда происходит переход из автоматического режима управления самолета в ручной режим управления;
Сигнал ХР ручного управления самолетом формируется из сигнала ХРУС путем предварительного его преобразования по величине (усиления или ослабления) в блоке 4 и фильтрации в блоке 5. Сигнал ХАВТ является выходным сигналом системы САУ.
В режиме ручного управления самолетом, перед переходом в режим автоматического управления:
- контакты ключа 10 разомкнуты, сигнал на входе МТЭ равен нулю, следящий контур МТЭ разомкнут;
- контакты ключа 11 замкнуты, но сигнал на выходе блока 9 списан до нулевого уровня;
- сигнал ХРУС=ХМТ+ΔХЛ является результатом перемещения РУС летчиком;
- на вход привода 6 через замкнутые (в верхнем положении) контакты ключа 12 поступает сигнал с выхода сумматора 8, равный сигналу ХР ручного управления самолетом;
- таким образом, перед выходом из режима ручного управления сигнал на входе привода равен ХР (t1).
В момент времени t1 при переходе из ручного в автоматический режим управления на вход привода 6 через замкнутые (в нижнем положении) контакты ключа 12 поступает сигнал с выхода САУ, имеющий в качестве начальных условий значение ХР (t1).
Таким образом, в момент перехода из ручного управления самолетом в режим автоматического управления сигнал на входе в привод остается прежним - ХР (t1), неизменным по величине, за счет чего исключаются скачкообразные изменения руля высоты и «ударные» изменения перегрузки. В режиме автоматического управления замыкаются контакты ключа 10 и МТЭ переводится в следящий режим за счет охвата отрицательной обратной связью по сигналу ручного управления ХР. При этом сигнал ХР (t) отслеживает сигнал ХАВТ (t), т.е. ХР (t) ≈ ХАВТ (t).
В момент времени t2 при переходе из режима автоматического управления в ручное управление самолетом через замыкаемые контакты ключа 12 (верхнее положение) на вход МТЭ с выхода сумматора 8 поступает сумма двух сигналов: сигнала XР(t2) и сигнала с блока 9, представляющего собой разность сигналов ХАВТ (t2) - XР(t2), постепенно списываемого затем за определенное время (≈ 3 секунды) до нуля. За счет этого сигнал на входе в привод 6 в состоянии ручного управления вначале будет равен сигналу ХАВТ (t2) - своему предшествующему значению в режиме автоматического управления, а через 3 секунды примет текущее значение сигнала ручного управления ХР (t). Таким образом, цель изобретения - исключение скачкообразного изменения сигнала на входе привода и «ударного» изменения перегрузки достигается и при этой смене режимов управления самолетом. В режиме ручного управления самолетом контакты ключа 10 размыкаются, сигнал на входе МТЭ обнуляется и он выходит из следящего режима работы. У летчика остается возможность ручного управления МТЭ для корректировки балансировочных положений РУС.
Вторая цель изобретения - улучшение динамических характеристик системы автоматического управления достигается за счет того, что по сравнению с аналога-ми из контура управления САУ исключаются два устройства: рулевая машина с ограниченным ходом штока и МТЭ с ограниченной скоростью перемещения штока, статические и динамические характеристики которых существенным образом сказываются на динамике процессов управления самолетом.
Работоспособность и эффективность заявляемого способа согласования режимов ручного и автоматического управления самолетом в продольном движении подтверждена летными испытаниями и внедрением на самолеты МиГ-29К и его модификаций.
Claims (4)
1. Способ согласования режимов ручного и автоматического управления самолетом в продольном движении, предусматривающий использование механизма триммерного эффекта (МТЭ), ручки управления самолетом (РУС), связанных друг с другом через загрузочный механизм, привод, обеспечивающий отклонение руля высоты самолета в полном рабочем диапазоне, отличающийся тем, что на вход привода выборочно поступают предварительно сформированные либо сигнал ручного управления, либо сигнал автоматического управления от системы автоматического управления (САУ), при этом в автоматическом режиме управления на входе привода формируется сигнал автоматического управления с выхода САУ с предварительно внесенным в него начальным значением, равным значению сигнала ручного управления, зафиксированного на момент смены режима управления, МТЭ переводится в режим слежения сигнала ручного управления за сигналом автоматического управления за счет подключения на его вход разности этих сигналов, а в режиме ручного управления самолетом на входе привода формируется сумма сигнала ручного управления и сигнала, сформированного в виде разности сигналов автоматического и ручного управления, зафиксированных в момент смены режима управления, с последующим списыванием этой разности сигналов до нуля, при этом сигнал на входе МТЭ обнуляется и летчику оставляется возможность управления им вручную для корректировки балансировочного положения РУС.
2. Способ согласования режимов ручного и автоматического управления самолетом в продольном движении по п. 1, отличающийся тем, что сигнал ручного управления представляет собой либо сигнал от РУС, либо сигнал от РУС, предварительно преобразованный по величине и пропущенный через фильтр.
3. Способ согласования режимов ручного и автоматического управления самолетом в продольном движении по п. 1, отличающийся тем, что для работы МТЭ в следящем режиме предусматривается блок управления, на входе которого формируется сигнал разности сигналов автоматического и ручного управления, а на выходе - сигнал, управляющий электродвигателем МТЭ.
4. Способ согласования режимов ручного и автоматического управления самолетом в продольном движении по п. 1, отличающийся тем, что при обратном переходе из режима автоматического управления в режим ручного управления самолетом списывание до нуля разности сигналов автоматического и ручного управления осуществляется по линейному, экспоненциальному или по другому закону, обеспечивающему непрерывное уменьшение разностного сигнала до нуля.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018138789A RU2726372C2 (ru) | 2018-11-02 | 2018-11-02 | Способ согласования режимов ручного и автоматического управления самолетом в продольном движении |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018138789A RU2726372C2 (ru) | 2018-11-02 | 2018-11-02 | Способ согласования режимов ручного и автоматического управления самолетом в продольном движении |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2018138789A3 RU2018138789A3 (ru) | 2020-05-12 |
| RU2018138789A RU2018138789A (ru) | 2020-05-12 |
| RU2726372C2 true RU2726372C2 (ru) | 2020-07-13 |
Family
ID=70734880
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018138789A RU2726372C2 (ru) | 2018-11-02 | 2018-11-02 | Способ согласования режимов ручного и автоматического управления самолетом в продольном движении |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2726372C2 (ru) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6292720B1 (en) * | 1998-11-03 | 2001-09-18 | Daimlerchrysler Ag | Trimming process for adapting a simulation system to an automatically controlled reference system |
| RU2235042C1 (ru) * | 2003-11-12 | 2004-08-27 | Оао "Миэа" | Способ управления самолетом |
| RU2472672C1 (ru) * | 2011-06-23 | 2013-01-20 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Самолет с системой дистанционного управления |
| US8376283B2 (en) * | 2008-11-19 | 2013-02-19 | Eurocopter Deutschland, GmbH | Device for switchable pilot control forces |
| DE102015118030B4 (de) * | 2015-10-22 | 2017-11-16 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Autopilot für atmosphärische Fluggeräte sowie Fluggerät und Verfahren zur Geschwindigkeitsregelung hierzu |
-
2018
- 2018-11-02 RU RU2018138789A patent/RU2726372C2/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6292720B1 (en) * | 1998-11-03 | 2001-09-18 | Daimlerchrysler Ag | Trimming process for adapting a simulation system to an automatically controlled reference system |
| RU2235042C1 (ru) * | 2003-11-12 | 2004-08-27 | Оао "Миэа" | Способ управления самолетом |
| US8376283B2 (en) * | 2008-11-19 | 2013-02-19 | Eurocopter Deutschland, GmbH | Device for switchable pilot control forces |
| RU2472672C1 (ru) * | 2011-06-23 | 2013-01-20 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Самолет с системой дистанционного управления |
| DE102015118030B4 (de) * | 2015-10-22 | 2017-11-16 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Autopilot für atmosphärische Fluggeräte sowie Fluggerät und Verfahren zur Geschwindigkeitsregelung hierzu |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2018138789A3 (ru) | 2020-05-12 |
| RU2018138789A (ru) | 2020-05-12 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109910005A (zh) | 用于机器人的变导纳控制方法以及系统 | |
| JP5791460B2 (ja) | 航空機及び航空機の制御方法 | |
| GB1098194A (en) | Improvements in position control servo systems | |
| EP1036734A2 (en) | Servo actuator apparatus and aircraft control apparatus | |
| RU2726372C2 (ru) | Способ согласования режимов ручного и автоматического управления самолетом в продольном движении | |
| US2939653A (en) | Flight control system | |
| GB1574242A (en) | Servocintrol device | |
| US7627403B2 (en) | Bias correcting phase compensating rate limiter | |
| KR20130074360A (ko) | 신경회로망을 이용하여 구동기의 비선형성에 따른 제어 성능의 저하를 개선하는 제어 장치 | |
| RU2011125620A (ru) | Самолет с системой дистанционного управления | |
| CA3141140A1 (en) | Actuator control for force fight mitigation | |
| US11554852B2 (en) | Horizontal stabilizer trim actuator assembly | |
| JP2013086662A (ja) | 航空機及び航空機の制御方法 | |
| US3509435A (en) | Mechanically cross-coupled dual channel actuator system | |
| US2945477A (en) | Control systems for aircraft | |
| US2971726A (en) | Yaw damping split rudder | |
| RU2723331C1 (ru) | Следящий привод | |
| JPH0220842B2 (ru) | ||
| US3128968A (en) | Aircraft control servo apparatus having signal memorizing means | |
| US4866361A (en) | Actuator rate saturation compensator | |
| US3081968A (en) | Control apparatus | |
| CN109212967B (zh) | 一种液压材料试验机控制模式的在线跟踪平滑切换方法 | |
| GB1057082A (en) | Improvements in control systems for navigable craft | |
| CN115151735A (zh) | 控制装置、及具备该控制装置的液压系统 | |
| RU2459744C1 (ru) | Способ формирования интегрального сигнала стабилизации планирующего движения беспилотного летательного аппарата и устройство для его осуществления |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| HE4A | Change of address of a patent owner |
Effective date: 20210121 |