Система электродистанционного управления самолетом

 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам формирования управляющих сигналов в электродистанционных системах управления самолетом . Цель - повышение точности управления и безопасности полета путем коррекции сигнала перекрестной связи от ручки управления по крену в канал поворотного киля самолета. Система содержит датчики положения рычагов управления по крену и курсу, блок формирования сигнала отклонения органа управления по курсу, сумматор, демпфер рыскания и апериодическое звено, датчик положения закрылков, первый ключ, усилитель с переменным коэффициентом усиления, датчик стреловидности крыла и второй ключ. 1 ил.

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУБЛИК (я)з В 64 С 13/50

ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОЕ

ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ

I»

I (21) 4910195/22 (22) 12.0г,91 (46) 07.06.93. Бюл. ¹ 21 (71) Авиационный научно-технический комплекс им. А,Н.Туполева (72) А.M.Çàòó÷íûé и М.И.Лейтес (56) Техническая информация ЦАГИ, № 5, 1984, с. 9, рис. 2, (54) СИСТЕМА ЭЛЕКТРОДИСТАНЦИОН, НОГО УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ (57) Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам формирования управляющих сигналов в электродиИзобретение относится к авиационной технике, в частности, к системам формирования управляющих сигналов в электродистанционных системах управления самолетом.

Целью изобретения является устранение перечисленных недостатков и повышение точности управления и безопасности полета путем коррекции сигнала перекрестной связи от ручки управления в канал поворотного киля.

Для обеспечения этой цели предложена система электродистанционного управления самолетом, отличительной особенностью которой является то, что она снабжена последовательно соединенными датчиком положения закрылков, первым ключом и блоком — усилителем с переменным коэффициентом усиления, последовательно соединенными датчиком стреловидности крыла и вторым ключом, размыкающие контакты которого связывают выход блока усилителя с переменным коэффициентом усиления с входом апериодического звена, выход кото„„«ЖÄÄ 1819803 А1 станционных системах управления самолетом. Цель — повышение точности управления и безопасности полета путем коррекции сигнала перекрестной связи от ручки управления по крену в канал поворотного киля самолета. Система содержит датчики положения рычагов управления по крену и курсу, блок формирования сигнала отклонения органа управления по курсу, сумматор, демпфер рыскания и апериодическое звено. датчик положения закрылков, первый ключ, усилитель с переменным коэффициентом усиления, датчик стреловидности крыла и второй ключ. 1 ил, . рого подключен к первому входу сумматора, второй вход которого подключен к выходу блока формирования сигнала отклонения поворотного киля, третий вход связан с демпфером рыскания, а выход — с приводом поворотного киля, при этом второй вход блока-усилителя с переменным коэффициентом усиления связан с выходом датчика положения рычага управления по крену, а выход блока формирования сигнала.отклонения поворотного киля подсоединен к выходу датчика положения рычага управления по курсу.

На чертеже показана блок-схема системы.

Система содержит датчик положения 1 рычага управления по крену, датчик положения 2 рычага управления по курсу, блок 3 формирования сигнала отклонения органа управления по курсу, сумматор 4, демпфер рыскания 5, апериодическое звено 6, датчик

7 положения закрылков, первый ключ 8, усилитель 9 с переменным коэффициентом усиления, датчик 10 стреловидности крыла, 1819803

h,окх, = Kii Юфн Хе, 45 второй ключ 11, размыкающие контакты которого связывают выход усилителя 9 с входом апериодического звена 6, выход которого подключен к второму входу сумматора 4, первый вход которого подсоединен к выходу блока 3 формирования сигнала отклонения органа управления по курсу; третий вход связан с выходом демпфера рыскания 5, а выход — с приводом руля направления, при этом вход усилителя 9 с переменным коэффициентом усиления связан с выходом датчика 1 положения рычага управления по крену, а вход блока 3 формирования сигнала отклонения органа управления по курсу подсоединен к выходу датчика 2 положения рычага управления по курсу.

Работает система следующим образом.

На земле перед взлетом закрылки находятся в выпущенном положении (ие > О), а стреловидность крыла соответствует минимальной стреловидности(= мин). При этом сигналы с датчиков положения закрылков 7 и стреловидности крыла 10 отсутствуют, обмотки ключей 8 и 11 обесточены.

Сигнал с датчика положения 1 рычага управления по крену поступает через усилитель 9, размыкающие контакты ключа 11 и апериодическое звено 6 на второй вход сумматора 4, Таким образом на втором входе сумматора 4 будет присутствовать сигнал перекрестной связи от ручки управления по крену в киль равный; где h o к„— сигнал перекрестной связи от ручки управления по крену в киль, град;

Kii — передаточное число от ручки управления по крену в киль, формируемое в усилителе 9, оно может быть выбрано в пределах:

Кн = 0,05-0,1 " (7 „/мм хе ок — перемещение киля, град;

Wyii — апериодическое звено типа:

ЧЧфн . Тн =0,3-0,8с, 1

Т4 р+1 апериодическое звено М/фн препятствует прохождению в цепь управления килем не больших непроизвольных перемещений рычага управления по крену;

X> — перемещение рычага управления по крену, замеряемое датчиком положения

1,мм, На первом входе сумматора 4 будет присутствовать сигнал (Ук летч., который формируется в блоке 3 по сигналам датчика положения 2 рычага управления по курсу:

0М детч.- F (Xi), где:

Ок летч. — сигнал перемещения киля от летчика, град;

Хн — перемещение рычага управления по курсу. замеряемое датчиком положения, 2 мм.

На третьем входе сумматора 4 будет присутствовать сигнал от демпфера рыскания 5 (lit др.

Таким образом, с выхода сумматора 4 на привод руля направления сигнал отклонения о к . тк Die летч. + Ок др + Л (T кх который обеспечит необходимую управляемость самолета при полете на глиссаде с выпущенными закрылками.

После набора скорости и уборки закрылков (аз = О) на ключ 8 поступит команда с датчика 7 положения закрылков, по которой ключ 8 срабатывает. По команде ключа

8 в усилителе 9 изменится величина коэффициента усиления, при этом сигнал с усилителя 9 поступит через размыкающие контакты ключа 11 на апериодическое звено

30 6 и через него на сумматор 4.

Коэффициент усиления усилителя 9 должен быть выбран таким образом, чтобы величина передаточного числа Kii в этом случае уменьшилась в 2,5 — 3 раза, При этом

35 обеспечивается необходимая точность и безопасность пилотирования самолета на наиболее ответственных режимах полета— например, при заправке в воздухе, когда летчику необходимо небольшими переме40 щениями рычагов управления добиться попадания заправочной штанги самолета в конус заправочного шланга, При этом также уменьшается психофизиологическая нагрузка, так как летчик избавлен от необходимости координированно подрабатывать педалями при кренах.

По мере увеличения скорости полета и, следовательно, стреловидности крыла, эф50 фективность киля растет и передаточное число перекрестного сигнала от ручки управления по крену в курс должно быть уменьшено. Учитывая, что на больших скоростях полета, например, с максимальной стреловидностью, практически отсутствуют режимы ручного управления, требующие точных дозированных перемещений рычагов управления по крену, сигнал перекрестной связи на этом режиме может быть откл ючен.

1819803

b,îK = к иф -х

1э к и х — х э п,рих >Кср

У>Лср. ого киля

Отключение сигнала перекрестной связи осуществляется следующим образом: при стреловидности крыла, превышающей среднюю стреловидность (g > Х р} с датчика стреловидности крыла 10 поступает команда на ключ 11, по которой контакты ключа

11 размыкаются. В результате сигнал перекрестной связи на вход 1 сумматора 4 на этом режиме полета не поступит.

Обобщенный алгоритм работы систе.мы, обеспечивающий отклонение киля можно записать следующим образом:

4гк Ок летч. + % др + Л О кх где: % ланч. - отклонение киля от летчика, град; (гк др — отклонение киля от демпфера рыскания, град; н 0 к/„„х, прива >О э град 7 н э э1 — — о / X приОэ=0

Кн Кн г ад

3 25 к мм

Кнэ = 005-0,1 РаД Cr к/мм Хэ

Ю/фннэ =, Тн = 0,3-0,8 с

1йр+1

Хэ — перемещение рычага управления по крену, мм; оэ — отклонение эакрылков, град.

Система обеспечивает достижение не5 обходимой точности и безопасности управления полетом самолета на всех режимах полета, где требуется точное управление боковым движением.

10 Формула изобретения

Система электродистанционного ynpasления самолетом, содержащая последовательно соединенные датчик положения ручки управления по крену и усилитель, апе, 15 риодическоезвено,последовательносоединенные датчик положения рычага управления по курсу, блок формирования сигнала отклонения органа управления по курсу и сумматор, демпфер рыскания, о т20 лича юща яся тем,что,с целью повышения точности управления и безопасности полета путем коррекции сигнала перекрестной связи от ручки управления по крену в канал курса, в нее дополнительно введены

25 последовательно соединенные датчик положения закрылков и первый ключ, последовательно соединенные датчик стреловидности крыла и второй ключ, а усилитель выполнен в виде усилителя с переменным коэффици30 ентом усиления, управляющий вход которого соединен с выходом первого ключа, а выход — соединен с входом апериодического звена через размыкающие контакты второго ключа, второй вход сумматора

35 соединен с выходом апериодического звена, а третий вход — с выходом демпфера рыскания.