RU33553U1 - Система автоматического управления креном летательного аппарата - Google Patents

Abstract

Система автоматического управления креном летательного аппарата, содержащая сумматор, имеющий два входа, рулевой привод в составе усилителя с двумя входами, рулевой машины и обратной связи, элероны, датчик угловой скорости и свободный гироскоп крена, причем выход сумматора соединен с первым входом усилителя, выход которого подключен ко входу рулевой машины, а выход рулевой машины соединен с элеронами и через обратную связь подключен ко второму входу усилителя, выходы свободного гироскопа и датчики угловой скорости соединены соответственно с первым и вторым входами сумматора, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит акселерометр, ось которого расположена вдоль боковой оси летательного аппарата, и интегратор, при этом сумматор имеет один дополнительный вход, причем выход акселерометра подключен ко входу интегратора, выход интегратора соединен с дополнительным входом сумматора.

Description

Система автоматического управления креном летательного аннарата.

Полезная модель относится к области авиационной техники, к системам управления, действующими автоматически, с автопилотом.

За прототип принята система автоматического управления креном самолета (Боднер В.А., Козлов М.С. «Стабилизация летательных аппаратов и автопилоты. Оборонгиз, М., 1961, стр. 60), обеспечивающая стабилизацию угла крена летательного аппарата в процессе полета и содержащая сумматор, имеющий два входа, рулевой привод в составе усилителя с двумя входами, рулевой машины и обратной связи, элероны, скоростной гироскоп (датчик угловой скорости) и гировертикаль (свободный гироскоп крена), причем выход сумматора соединен с первым входом усилителя, выход которого подключен ко входу рулевой машины, а выход рулевой машины соединен с элеронами и через обратную связь подключен ко второму входу усилителя, выходы свободного гироскопа и датчика угловой 9кор6стй .соединены соответственно с первым и вторым входами сумматора.

Все данные существенные признаки присутствуют в предлагаемом техническом решении.

Объект - устройство МПК: В64С 13/18

длительном автоматическом полете вследствие ухода свободного гироскопа накапливается ошибка в угловом положении ЛА по крену, которая может достигать значительных величин и приводит к сужению поля зрения координаторов системы наведения.

Технической задачей, на решение которой направлена предлагаемая полезная модель, является реализация такого управления ЛА, которая обеспечивает выдерживание угла крена ЛА в заданных пределах при длительном полете летательного аппарата.

Для решения данной технической задачи система автоматического управления креном летательного аппарата, содержаш,ая сумматор, имеюш,ий два входа, рулевой привод в составе усилителя с двумя входами, рулевой машины и обратной связи, элероны, датчик угловой скорости и свободный гироскоп крена, причем выход сумматора соединен с первым входом усилителя, выход которого подключен ко входу рулевой машины, а выход рулевой машины соединен с элеронами и через обратную связь подключен ко второму входу усилителя, выходы свободного гироскопа и датчика угловой скорости соединены соответственно с первым и вторым входами сумматора, дополнительно содержит акселерометр, ось которого расположена вдоль боковой оси летательного аппарата, и интегратор, при этом сумматор имеет один дополнительный вход, причем выход акселерометра подключен ко входу интегратора, выход интегратора соединен с дополнительным входом сумматора.

Ju05W)

Отличительными признаками предлагаемой полезной модели являются следующие: система автоматического управления креном летательного аппарата дополнительно содержит акселерометр, ось которого расположена вдоль боковой оси летательного аппарата, и интегратор, при этом сумматор имеет один дополнительный вход, причем выход акселерометра подключен ко входу интегратора, выход интегратора соединен с дополнительным входом сумматора.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными (указанными в ограничительной части формулы) достигается следующий технический результат - угол крена ЛА выдерживается в заданных пределах при длительном полете летательного аппарата.

Предложенное техническое рещение может найти применение в системах управления летательными аппаратами и в частности в системах управления беспилотными летательными аппаратами средней и больщой дальности.

Предлагаемое техническое рещение иллюстрируется фиг., на которой изображена блок-схема системы управления креном летательного аппарата, которая содержит сумматор 1, рулевой привод 2 в составе усилителя 3, рулевой мащины 4 и обратной связи 5, элероны 6 и чувствительные элементы - акселерометр 7, свободный гироскоп 8 и датчик угловой скорости 9, а также интегратор 10.

При этом выход сумматора 1 соединен с первым входом усилителя 3, выход которого подключен ко входу рулевой машины 4, а выход рулевой машины 4 соединен с элеронами 6 и через обратную связь 5 подключен ко второму входу усилителя 3, выходы свободного гироскопа 8 и датчика угловой скорости 9 соединены соответственно с первым и вторым входами сумматора 1, выход акселерометра 7 соединен со входом интегратора 10, выход которого соединен с дополнительным входом сумматора 1.

Вновь введенные устройства:

акселерометр является прибором, широко используемым в авиационных системах управления (П.М. Афонин, П.С. Голубев, Н.И. Колотков и др. «Беспилотные летательные аппараты. Машиностроение, М., 1967, стр. 198);

интегратор является электронным устройством, построенным на основе операционного усилителя (Ю.П.Доброленский, В.И.Иванова, Г.С.Поспелов, «Автоматика управляемых снарядов, Оборонгиз, М., 1963, стр. 216).

Предложенная система автоматического управления креном работает следуюш,им образом. Измеренные свободным гироскопом 8 и датчиком

угловой скорости 9 сигналы угла крена (усг) и угловой скорости (у) поступают на сумматор 1, где формируется управляющий сигнал

0- 1эГсг+РэГ(1)

в усилителе 3 формируется сигнал рассогласования между

управляющим сигналом и сигналом обратной связи 5, который поступает на вход рулевой машины 4. Рулевая машина 4 отклоняет элероны 6, в результате чего происходит изменение угла крена. Таким образом, при разомкнутой цепи акселерометра 7 осуществляется стабилизация по крену и полет летательного аппарата происходит при измеренном свободным гироскопом крене, близком к нулю:

В этой части работа системы аналогична работе прототипа, осуществляя стабилизацию по крену.

Вследствие свободного гироскопа 8 летательный аппарат

отклоняется на угол крена /, при этом выходной сигнал акселерометра 7 содержит информацию об угле крена:

где а - выходной сигнал акселерометра 7, g - ускорение свободного

падения, у - угол крена.

Этот сигнал после интегрирования суммируется с управляющим сигналом (1)

(Т; (7+ KI а dt (Kf- передаточное число)

И вызывает такое отклонение элеронов 6, которое возвращает летательный аппарат в положение, при котором угол крена у О на всем протяжении полета.

Гсг - 0.

Siny ,

Claims (1)

1. Система автоматического управления креном летательного аппарата, содержащая сумматор, имеющий два входа, рулевой привод в составе усилителя с двумя входами, рулевой машины и обратной связи, элероны, датчик угловой скорости и свободный гироскоп крена, причем выход сумматора соединен с первым входом усилителя, выход которого подключен ко входу рулевой машины, а выход рулевой машины соединен с элеронами и через обратную связь подключен ко второму входу усилителя, выходы свободного гироскопа и датчики угловой скорости соединены соответственно с первым и вторым входами сумматора, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит акселерометр, ось которого расположена вдоль боковой оси летательного аппарата, и интегратор, при этом сумматор имеет один дополнительный вход, причем выход акселерометра подключен ко входу интегратора, выход интегратора соединен с дополнительным входом сумматора.