RU2761687C1 - Способ управления самолётом при выводе на большие углы атаки - Google Patents
Способ управления самолётом при выводе на большие углы атаки Download PDFInfo
- Publication number
- RU2761687C1 RU2761687C1 RU2021114276A RU2021114276A RU2761687C1 RU 2761687 C1 RU2761687 C1 RU 2761687C1 RU 2021114276 A RU2021114276 A RU 2021114276A RU 2021114276 A RU2021114276 A RU 2021114276A RU 2761687 C1 RU2761687 C1 RU 2761687C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- attack
- control
- angle
- angles
- elevator
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 18
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims abstract description 19
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 claims abstract description 8
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 4
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 3
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 2
- 230000003534 oscillatory effect Effects 0.000 description 2
- 241000270295 Serpentes Species 0.000 description 1
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory 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
- B64C13/02—Initiating means
- B64C13/04—Initiating means actuated personally
- B64C13/10—Initiating means actuated personally comprising warning devices
-
- 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
- G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
-
- 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
- G05D1/04—Control of altitude or depth
- G05D1/042—Control of altitude or depth specially adapted for aircraft
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 способам управления самолетом при выводе на большие углы атаки, используемым при летных испытаниях или исследованиях. Способ управления неманевренным самолетом при выводе на большие углы атаки предусматривает совместное управление рулем высоты и стабилизатором от рычага управления по тангажу и возможность фиксации стабилизатора в достигнутом положении по сигналу от летчика при необходимости управления только с помощью руля высоты. После достижения заданного значения приборной скорости летчик фиксирует стабилизатор в достигнутом положении и совершает энергичное отклонение рычага управления по тангажу на кабрирование, затем удерживает указанный рычаг в этом положении в течение заданного времени, а далее производит уменьшение угла атаки до значения, соответствующего эксплуатационному диапазону. Изобретение направлено на расширение диапазона указанных углов атаки в процессе летных испытаний за счет динамического выхода на максимально достижимый угол атаки при постановке руля высоты в нейтральное положение перед таким выходом и полном использовании диапазона углов его отклонения на кабрирование. 1 ил.
Description
Предлагаемое изобретение относится к способам управления самолетом при выводе на большие углы атаки, используемым при летных испытаниях или исследованиях.
Известны способы управления самолетом при выводе на большие углы атаки путем торможения в горизонтальном полете (см.: Котик М.Г., Павлов А.В., Пашковский И.М., Щитаев Н.Г. Летные испытания самолетов. - М.: Машиностроение, 1968. - Стр. 303-304) или торможения с заданным темпом, регламентируемым в соответствии с п. 25.103 АП-25 (см.: Авиационные правила. Часть 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории. - Межгосударственный авиационный комитет, 2009. - Стр. 19).
Недостатком указанных способов является то, что при их использовании возможно определение характеристик устойчивости и управляемости самолета только до углов атаки, соответствующих началу сваливания; более высокие углы атаки при этом не могут быть достигнуты.
Наиболее близким аналогом - прототипом является способ, при котором отклонением рычага управления по тангажу формируют управляющий сигнал на отклонение руля высоты на кабрирование. Указанный способ, заключающийся в динамическом выводе на максимально достижимый угол атаки, впервые осуществлен на самолете типа Су-27 с целью определения возможности расширения его маневренных характеристик, при этом цельноповоротный стабилизатор является функциональным аналогом руля высоты (см.: Блинов А.И., Гутник В.Б., Калибабчук О.Г., Симонов М.П. Особенности динамики самолета Су-27 при выполнении фигуры высшего пилотажа «кобра Пугачева». - Техника воздушного флота. - 1990. №2. - Стр. 61-63).
Недостатком указанного способа является то, что он неприменим к неманевренному самолету, продольное управление которого осуществляется с помощью руля высоты и подвижного стабилизатора.
Техническим результатом предлагаемого изобретения является расширение диапазона углов атаки, на которые неманевренный самолет может выходить в процессе летных испытаний или исследований.
Поставленный технический результат достигается тем, что в способе управления самолетом при выводе на большие углы атаки, при котором отклонением рычага управления по тангажу формируют управляющий сигнал на отклонение руля высоты на кабрирование, одновременно с сигналом на отклонение руля высоты на кабрирование формируют сигнал на отклонение стабилизатора на кабрирование путем управления скоростью изменения угла его отклонения, тем самым выполняют торможение самолета до достижения заданной приборной скорости и перевод руля высоты в нейтральное положение, после чего фиксируют стабилизатор в достигнутом положении, а руль высоты повторно отклоняют на кабрирование и удерживают его в этом положении до выхода на заданный угол атаки, затем руль высоты переводят в нейтральное положение и отключают фиксацию стабилизатора.
На фиг. 1 показаны графики переходного процесса в продольном движении при реализации предлагаемого способа выхода неманевренного самолета на большие углы атаки. Обозначения параметров:
Vпр - приборная скорость;
α - угол атаки;
δв - угол отклонения руля высоты;
ϕст - угол отклонения стабилизатора;
Н - высота полета.
Предлагаемый способ осуществляют следующим образом. В канале руля высоты используют традиционный закон управления без демпфера тангажа и функции ограничения угла атаки (см.: Бюшгенс Г.С., Студнев Р.В. Аэродинамика самолета: Динамика продольного и бокового движения. - М.: Машиностроение, 1979. - Стр. 252-258):
δв=Kш вXв
где:
Хв - отклонение рычага управления по тангажу;
Kш в - передаточный коэффициент.
Применительно к приводу стабилизатора считается, что он позволяет регулировать скорость изменения угла его отклонения как по знаку, так и по абсолютной величине. Такая скорость принимается пропорциональной отклонению рычага управления по тангажу от нейтрального положения:
Если требуется управление только с помощью руля высоты, летчик должен обнулить скорость изменения угла отклонения стабилизатора (за счет передаточного коэффициента ) вручную. Именно таким способом производят фиксацию стабилизатора в достигнутом положении.
Путем отклонения рычага управления по тангажу формируют управляющий сигнал на отклонение руля высоты на кабрирование и одновременно - сигнал на отклонение стабилизатора на кабрирование путем управления скоростью изменения угла его отклонения, причем то и другое - в соответствии с указанными принципами. При этом контролируют темп торможения и выход на заданное значение приборной скорости перед динамическим выводом на максимально достижимый угол атаки. После достижения заданного значения приборной скорости фиксируют стабилизатор в достигнутом положении и повторно отклоняют рычаг управления по тангажу на кабрирование, тем самым осуществляя динамический вывод на максимально достижимый угол атаки. Затем удерживают указанный рычаг в требуемом положении в течение промежутка времени, определяемого поставленной задачей, а далее производят уменьшение угла атаки до значения, соответствующего эксплуатационному диапазону. При таком уменьшении угла атаки фиксацию стабилизатора отключают в момент первой постановки (с некоторой задержкой) рычага управления по тангажу в нейтральное положение.
Все перечисленные действия отработаны путем моделирования на пилотажном стенде. В примере соответствующего переходного процесса, приведенном на фиг. 1, заданное значение приборной скорости перед динамическим выводом на максимально достижимый угол атаки было принято равным Vпр зад=240 км/ч. Для уменьшения потери высоты рычаг управления по тангажу удерживался в положении максимального отклонения на кабрирование до момента второго максимума угла атаки во время колебательного процесса при динамическом выводе. Кроме того, на графике отмечены следующие характерные значения угла атаки при динамическом выводе:
αисх - исходное значение, соответствующее Vпр зад перед таким выводом;
αуст - установившееся значение, полученное заранее при более продолжительном удержании рычага управления по тангажу (до полного затухания колебаний);
αзабр - значение, соответствующее максимальному забросу относительно αуст при колебательном характере переходного процесса (о выражении «заброс по углу атаки» см.: Бюшгенс Г.С, Студнев Р.В. Аэродинамика самолета: Динамика продольного и бокового движения. - М.: Машиностроение, 1979. - Стр. 129-131).
Технический результат заключается в том, что использование предлагаемого способа управления самолетом при выводе на большие углы атаки позволяет расширить диапазон указанных углов в процессе летных испытаний или исследований за счет полного использования диапазона углов отклонения руля высоты на кабрирование, которое, в свою очередь, возможно за счет совместного управления рулем высоты и стабилизатором, позволяющего к началу динамического вывода на максимально достижимый угол атаки обеспечить постановку руля высоты в нейтральное положение.
Claims (1)
- Способ управления самолетом при выводе на большие углы атаки, при котором отклонением рычага управления по тангажу формируют управляющий сигнал на отклонение руля высоты на кабрирование, отличающийся тем, что одновременно с сигналом на отклонение руля высоты на кабрирование формируют сигнал на отклонение стабилизатора на кабрирование путем управления скоростью изменения угла его отклонения, тем самым выполняют торможение самолета до достижения заданной приборной скорости и перевод руля высоты в нейтральное положение, после чего фиксируют стабилизатор в достигнутом положении, а руль высоты повторно отклоняют на кабрирование и удерживают его в этом положении до выхода на заданный угол атаки, затем руль высоты переводят в нейтральное положение и отключают фиксацию стабилизатора.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2021114276A RU2761687C1 (ru) | 2021-05-20 | 2021-05-20 | Способ управления самолётом при выводе на большие углы атаки |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2021114276A RU2761687C1 (ru) | 2021-05-20 | 2021-05-20 | Способ управления самолётом при выводе на большие углы атаки |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2761687C1 true RU2761687C1 (ru) | 2021-12-13 |
Family
ID=79174977
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2021114276A RU2761687C1 (ru) | 2021-05-20 | 2021-05-20 | Способ управления самолётом при выводе на большие углы атаки |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2761687C1 (ru) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3522729A (en) * | 1968-01-22 | 1970-08-04 | Sperry Rand Corp | Airspeed command system |
RU2359867C1 (ru) * | 2005-05-10 | 2009-06-27 | Эрбюс Франс | Способ ускоренного взлета самолета |
US8561948B2 (en) * | 2005-11-29 | 2013-10-22 | Airbus Operations Sas | Method for ensuring the safety of an aircraft flying horizontally at low speed |
EP3020630A1 (en) * | 2014-11-12 | 2016-05-18 | The Boeing Company | Methods and apparatus to control aircraft horizontal stabilizers |
-
2021
- 2021-05-20 RU RU2021114276A patent/RU2761687C1/ru active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3522729A (en) * | 1968-01-22 | 1970-08-04 | Sperry Rand Corp | Airspeed command system |
RU2359867C1 (ru) * | 2005-05-10 | 2009-06-27 | Эрбюс Франс | Способ ускоренного взлета самолета |
US8561948B2 (en) * | 2005-11-29 | 2013-10-22 | Airbus Operations Sas | Method for ensuring the safety of an aircraft flying horizontally at low speed |
EP3020630A1 (en) * | 2014-11-12 | 2016-05-18 | The Boeing Company | Methods and apparatus to control aircraft horizontal stabilizers |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP0743243A1 (en) | Aircraft pitch-axis stability and command augmentation system | |
KR102018748B1 (ko) | 회전익기용 비행 제어 방법 및 회전익기 | |
Keijzer et al. | Design and flight testing of incremental backstepping based control laws with angular accelerometer feedback | |
US11307544B2 (en) | Autonomous L1-adaptive controller with exact pole placement | |
van Ekeren et al. | Design, implementation and flight-tests of incremental nonlinear flight control methods | |
DE69101154T2 (de) | Längstrimmlagesteuerung eines Flugzeugs. | |
Mahmood et al. | Robust H∞ autopilot design for agile missile with time-varying parameters | |
RU2761687C1 (ru) | Способ управления самолётом при выводе на большие углы атаки | |
Steinleitner et al. | Automatic take-off and landing of tailwheel aircraft with incremental nonlinear dynamic inversion | |
DE102016117634B4 (de) | Steuerung und Regelung von Aktoren, die aerodynamische Steuerflächen eines Luftfahrzeugs antreiben | |
US7627403B2 (en) | Bias correcting phase compensating rate limiter | |
CN108828941B (zh) | 基于参数辨识的分离控制方法 | |
CN108829121B (zh) | 基于参数辨识的分离控制器 | |
CA2852573C (en) | Method and system for aircraft speed control | |
JP6798599B1 (ja) | 車速指令生成装置及び車速指令生成方法 | |
Caverly et al. | Gust-load alleviation of a flexible aircraft using a disturbance observer | |
Johnson et al. | Generic pilot and flight control model for use in simulation studies | |
RU2459744C1 (ru) | Способ формирования интегрального сигнала стабилизации планирующего движения беспилотного летательного аппарата и устройство для его осуществления | |
Hellmundt et al. | L1 adaptive control with eigenstructure assignment for pole placement considering actuator dynamics and delays | |
Shore et al. | Flight testing of a reconfigurable control system on an unmanned aircraft | |
RU2454693C1 (ru) | Способ формирования директорного управления по эталонным сигналам модели объекта | |
RU2280591C1 (ru) | Устройство автоматического выведения самолета из режимов сваливания и штопора в штатный режим полета | |
RU2249540C2 (ru) | Способ управления полетом самолета | |
Hanson et al. | Launch Vehicle Manual Steering with Adaptive Augmenting Control: In-Flight Evaluations of Adverse Interactions Using a Piloted Aircraft | |
Malcipa et al. | An Investigation of Large Tilt-Rotor Short-term Attitude Response Handling Qualities Requirements in Hover |