Система автоматизированного управления для заправки в воздухе самолета

 

Использование: в системах автоматизированного управления самолета в режиме заправки в воздухе. Сущность: система управления содержит датчики перемещения ручки управления по тангажу и крену, датчик перемещения педалей, датчики угловой скорости тангажа, крена и рысканья, датчик линейной вертикальной перегрузки, датчики углов атаки, скольжения и курса, приводы флаперонов, руля высоты, элеронов и руля направления, многоконтактный выключатель и вычислитель сигналов управления, выполнение которого позволяет повысить точность и качество системы заправки самолета в воздухе. 3 ил.

Изобретение относится к авиации и предназначено для повышения эффективности управления самолетом при выполнении режимов заправки топливом в воздухе.

Известно устройство управления самолетом с использованием непосредственного управления подъемной силой (НУПС). В указанной системе сигналы от датчика перемещений, установленного на ручке управления (штурвале), подаются на сервопривод руля высоты и через электрический (изодромный) блок на сервопривод поверхности НУПС.

Для режимов заправки самолета в воздухе данная система менее эффективна, чем изобретение, по следующим причинам.

В указанном аналоге отсутствует автоматическая система устойчивости и управляемости, обеспечивающая отработку сигналов командных органов управления угловыми перемещениями самолета, вокруг центра тяжести. Система вырабатывает только позиционные сигналы для управления угловыми перемещениями самолета, отсутствуют сигналы линейных скоростей по вертикали и горизонтали. Органы НУПС требуют разработки и установки дополнительной конструкции поверхности управления.

Известно устройство управления самолетом, которое содержит систему ручного (механического) управления, автоматы устойчивости и демпфирования, включающие датчики угловых скоростей по крену, тангенсу и рысканию, датчик линейных вертикальных нагрузок, датчики угла скольжения и атаки, соединенные через преобразователи напряжений и линейные фильтры вычислителя, с поверхностями управления.

Опыт полетов на контактирование для заправки горючим показывает, что по мере сближения с находящимся впереди конусом заправщика данная система, выбранная прототипом, склонна к разбалтыванию летчиком, особенно в условиях спутной струи и влияния турбулентности. Заправка в воздухе от сближения с самолетом-заправщиком до осуществления контакта с заправочным конусом выполняется в визуальных условиях лишь отдельными, хорошо натренированными летчиками и требует исключительно точного прецезионного управления (вертикальные и боковые перемещения конца заправочной штанги порядка 0,2-0,3 м) самолетом.

Действительно, при обычном управлении самолетом для его вертикального перемещения необходимо дважды изменить угол атаки для поворота самолета вокруг оси Z. При этом подъемная сила стабилизатора первоначально создает перемещение самолета в направлении обратном желаемому. Для бокового перемещения самолета необходимо дважды изменить угол крена, что осложняется связанностью движений вокруг осей Х и Y. Таким образом, управление относительно малыми перемещениями самолета сводится для летчика к управлению ускорениями, которые он вынужден дважды интегрировать. Кроме этого, повороты самолета вокруг центра тяжести сами по себе вызывают линейные отклонения конца штанги, находящегося в нескольких метрах от центра тяжести.

Однако система дистанционного управления (СДУ), включающая автоматику повышения устойчивости и управления ЛА, не позволяет повысить точность и эффективность наведения заправляемого самолета.

Изобретением решаетcя задача точного наведения заправляемого cамолета на заправочный конуc cамолета-танкера.

Для решения указанной задачи в систему управления введены датчик угла курса и многоконтактный выключатель, в вычислитель сигналов управления введена новая совокупность признаков, представляющих cобой схему из сумматоров, фильтров, делителей напряжения, связанную с датчиками параметров полета, органами управления летательного аппарата.

Эта совокупность признаков позволяет получить новый технический результат повысить точность и эффективность заправки топливом, уменьшить психофизиологические нагрузки на летчика.

На фиг. 1 изображена общая структурная схема системы управления; на фиг. 2 и 3 структура вычислителя сигналов управления системы дистанционного управления, создающая новое качество в продольном и боковом каналах.

Система автоматизированного управления для заправки самолета в воздухе включает оператор управления системой (летчик) 1, блок 2 органов управления, вычислитель 3 сигналов дистанционного управления, блок 4 датчиков параметров полета; блок 5 поверхностей управления; заправляемый самолет 6, заправочную штангу 7, заправочный конус 8, самолет-заправщик 9, вычислитель 10 сигналов управления, датчик 11 перемещений ручки управления по тангажу, многоконтактный выключатель 12, пятый усилитель 13, первое форсирующее звено 14 1-го порядка, привод 15 флаперонов; первый сумматор 16, шестой усилитель 17, привод 18 руля высоты, второе форсирующее звено 19 1-го порядка, третий усилитель 20, датчик 21 угла атаки, апериодическое звено 22, второй усилитель 23, датчик 24 линейной вертикальной перегрузки, третье форсирующее звено 25 1-го порядка, первый усилитель 26, датчик 27 угловых скоростей (ДУС) тангажа, датчик 28 перемещения педалей, седьмой усилитель 29, четвертое форсирующее звено 30 1-го порядка, третий сумматор 31, двенадцатый усилитель 32, пятый сумматор 33, восьмой усилитель 34, четвертый сумматор 35, датчик 36 угла скольжения, датчик 37 курса, изодромное звено 38, ДУС 39 рыскания, десятый усилитель 40, привод 41 руля направления, 2-й сумматор 42, датчик 43 отклонения ручки управления по крену, девятый усилитель 44, четвертый усилитель 45, ДУС крена 46, одиннадцатый усилитель 47, привод 48 элеронов.

Указанные недостатки ручного управления процессом наведения штанги на конус могут быть существенно устранены, если ввести следующие изменения в управление самолетом при заправке в воздухе: устранить повороты самолета вокруг оси Z, т. е. делать движение поступательным при его вертикальном перемещении; устранить кренение самолета при появлении скольжения, т. е. сделать движение плоским при его боковом перемещении; управлять скоростями самолета, а не его ускорениями.

Эти изменения могут быть реализованы с помощью СДУ (САУ), в штатные вычислители которого вводятся алгоритмы управления двух видов: алгоритмы, делающие вертикальное и боковое перемещения самолета соответственно поступательным и плоским, и алгоритмы стабилизации заданных значений вертикальный (V_у) и боковой (V_z) скоростей перемещения самолета. При этом заданные значения V_y и V_z подаются в виде сигналов с датчиков перемещения командных органов управления 11, 28, 43 (КОУ ручки, педалей). Силовое воздействие на самолет создается синхронным отклонением флаперонов в вертикальной плоскости и боковой силой, вызванной углом скольжения β, в горизонтальной.

Система "летчик самолет САУ" работает следующим образом. Визуальное восприятие бокового и вертикального смещения ΔH и ΔZ конуса 8, находящегося перед летчиком 1, служат летчику сигналами рассогласования. Задача заправки рассматривается как устранение начальных линейных отклонений по Н и Z заправляемого самолета 6 относительно заправочного конуса 8.

Повышение эффективности ручной стыковки ЛА с заправочным конусом 8 достигается с помощью раздельного управления скоростями поступательного (без поворота относительно оси ОZ) вертикального и плоского (без поворота относительно оси ОХ) бокового перемещений ЛА.

Скорость вертикального перемещения возникает в результате отклонения флаперонов, пропорционального продольному отклонению ручки управления Х_в 11. Боковое перемещение в плоском движении вызывается боковой силой, возникающей из-за угла скольжения β, изменяющегося по алгоритму автоматической стабилизации заданной скорости бокового перемещения V_Zзад, пропорциональной боковому отклонению ручки управления Х_э 43.

Поступательность вертикального перемещения достигается автоматически за счет парирования продольного момента, вызываемого отклонением флаперонов Δ б_фл.

Отсутствие крена при боковом перемещении достигается путем автоматического парирования кренящего момента, вызываемого изменением угла скольжения β.

В вычислителе 10 системы СДУ реализованы алгоритмы повышения устойчивости и качества переходных процессов продольного и бокового движений = K ω_z+K_пу n_у+K_швX_в δ_э1=Kω_xω_x+K_вβ + К_шэХ_э; = ω_y+K+KX_н Новые алгоритмы, являющиеся составной частью данного изобретения, также реализуются в вычислителе 10 СДУ. Они имеют следующий вид.

Алгоритм парирования продольного момента при отклонении флаперонов = Δα Δα где T₆= Знаменатель (Т₇Р + 1) вводится в точки зрения физической реализуемости указанного звена
C= Sb²a [1/c]
C₂= Sba [1/c²]
C₃= Sba [1/c] Отклонение стабилизатора в продольном движении определяется управлением
ϕ_ст=K_ϕ(ϕ_ст1+ϕ_ст2) алгоритм отклонения флаперонов
Δδ_фл= K_фл ΔX_в где звено вводится для фор- сирования переходного процесса выхода на вертикальную скорость V_y, соответствующую отклонению Δ Х_в.

Алгоритм парирования кренящего момента при возникновении угла скольжения = β где b₂= · Sl [1/c²]
b₃= · Sb [1/c²]
Алгоритм отклонения руля направления для стабилизации боковой скорости V_Z, задаваемой боковым отклонением ручки управления Δ Х_э 43,
= KV_z-KV_z
V (ΔΨ-β)
V_Zзад K_Vz3Δ Х_э.

В этом алгоритме также применяется форсирование переходного процесса выхода на заданную скорость бокового перемещения. В боковом движении СДУ-3 реализуются алгоритмы
δ_э=δ_э1+δ_э2;
δ_н=δ_н1+δ_н2.

В приведенных алгоритмах применены следующие обозначения Т₁-Т₁₀ постоянные времени [c] K_ϕ,K_ωz, К_ny, К₁, K_Vy1-3, К_л передаточные коэффициенты.

Для осуществления вертикальных и горизонтальных перемещений при ручном управлении необходимо отклонять органы управления и автоматически удерживать ЛА от поворота вокруг осей ОХ и ОZ. Последнее осуществляется с помощью вычислителя 10 СДУ, работающего в режиме автоматизированного пилотирования.

Для поступательного вертикального перемещения ЛА необходимо выполнение условия Δ V 0, для изолированного бокового перемещения Δγ=0,Δβ≠ 0.

Следует отметить, что преобразователи напряжений b₂/b₃ и постоянная времени фильтра Т₆ C₅'/С₂ зависят в общем случае от параметров движения V, М, q, а также от аэродинамических коэффициентов m_x1β, m_y1β m_x1^бэ, m_y^бэ и m_zα m_zδ^b. Но так как режимы заправки производятся на фиксированных значениях высоты и скорости, то величины b₂/b₃ и С₂/С₃ целесообразно брать постоянными.

Использование указанных структур дает возможность осуществления согласованного взаимодействия органов управления силами и моментами при выполнении заданной формы движения ЛА. Это обеспечивается учетом перекрестных связей сигналов на входе приводов управляющих поверхностей при подаче раздельных командных сигналов летчика; происходит развязка управляемых воздействий.

Следует отметить, что усилители 13, 17, 20, 23, 26, 29, 32, 40, 44, 45, 47 это устройства типа делителей напряжений, если коэффициент передачи К < 1, и операционный усилитель, если К > 1.

Вся система включается при режиме "заправка" многоконтактным выключателем 12, установленным на пульте управления.

На фиг. 4 и 5 приведены графики переходных процессов параметров ЛА режима заправки топливом при автоматизированном управлении. При моделировании за время t 11 с ЛА подходит к заправочному конусу, преодолевая исходное Δ Z 20 м боковое уклонение и превышение Δ Н 40 м за 20 с. Для сравнения на фиг. 6 и 7 приведены записи переходных процессов параметров ЛА на режиме заправки топливом с помощью штатного ручного управления. Можно видеть, что в первом случае подведение штанги ЛА к заправочному конусу в вертикальной плоскости при непосредственном управлении силами происходит значительно быстрее и легче. Непосредственное ручное управление, осуществляемое с помощью ручки управления, дает возможность ЛА повторять эти перемещения по соответствующей степени свободы в связанной системе координат, не вызывая движений ЛА по другим степеням свободы.

Применение автоматизированного управления обеспечивает рефлекторное управление, что освобождает значительную часть внимания летчика. Непосредственное ручное управление скоростями вертикального поступательного и плоского бокового перемещений ЛА при стабилизации углов крена и тангажа с помощью автоматического управления позволяет по сравнению со штатным существенно облегчить и ускорить процесс проведения ЛА на конус во время заправки самолета в воздухе.

Осуществление непосредственного управления повышает точность и качество (быстродействие) системы заправки топливом в воздухе.

Формула изобретения

СИСТЕМА АВТОМАТИЗИРОВАННОГО УПРАВЛЕНИЯ ДЛЯ ЗАПРАВКИ В ВОЗДУХЕ САМОЛЕТА, содержащая датчики угловой скорости крена, тангежа и рысканья, датчики угла атаки и угла скольжения, датчик линейной вертикальной перегрузки, датчик перемещения ручки управления по тангажу, датчик перемещения педалей, датчик отклонения ручки управления по крену, привод флаперонов, привод руля высоты, привод руля направления, привод элеронов, вычислитель сигналов управления, первый - шестой входы которого соединены соответственно с выходами датчиков угловой скорости тангажа, линейной вертикальной перегрузки, угла атаки, угловой скорости крена, угловой скорости рысканья и угла скольжения, а первый - четвертый выходы соединены соответственно с входами приводов руля высоты, флаперонов, элеронов и руля направления, при этом вычислитель сигналов управления включает в себя первый и второй сумматоры, первый - четвертый усилители, входы которых соединены соответственно с первым - четвертым входами вычислителя сигналов управления, апериодическое звено, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены датчик угла курса, выход которого соединен с седьмым входом вычислителя сигналов управления, и многоконтактный выключатель, через первые, вторые и третьи контакты которого соединены соответственно выходы датчика перемещения ручки управления по тангажу, датчика отклонения ручки управления по крену и датчика перемещения педалей с восьмым, девятым и десятым входами вычислителя сигналов управления, при этом вычислитель сигналов управления дополнительно содержит последовательно соединенные пятый усилитель, вход которого соединен с восьмым входом вычислителя сигналов управления и первым входом первого сумматора, и первое форсирующее звено первого порядка, выход которого соединен с вторым выходом вычислителя сигналов управления, второе форсирующее звено первого порядка, вход которого соединен с выходом третьего усилителя, а выход через четвертые контакты многоконтактного выключателя - с вторым входом первого сумматора, третье форсирующее звено первого порядка, вход которого соединен с выходами первого усилителя, а выход - с третьим входом первого сумматора, четвертый вход которого через апериодическое звено соединен с выходом второго усилителя, а выход через шестой усилитель - с первым выходом вычислителя сигналов управления, последовательно соединенные седьмой усилитель, вход которого соединен с девятым входом вычислителя сигналов управления и первым входом второго сумматора, четвертое форсирующее звено первого порядка, третий сумматор, восьмой усилитель и четвертый сумматор, выход которого соединен с четвертым выходом вычислителя сигналов управления, девятый, десятый и одиннадцатый усилители, входы которых соединены с шестым входом вычислителя сигналов управления, а выходы соответственно через пятые контакты многоконтактного выключателя - с вторыми входами второго сумматора и четвертого сумматоров и с третьим входом второго сумматора, четвертый вход которого соединен с выходом четвертого усилителя, а выход - с третьим выходом вычислителя сигналов управления, изодромное звено, вход которого соединен с пятым входом вычислителя сигналов управления, а выход - с третьим входом четвертого сумматора, четвертый вход которого соединен с десятым входом вычислителя сигналов управления, пятый сумматор, первый и второй входы которого соединены соответственно с шестым и седьмым входами вычислителя сигналов управления, а выход через шестые контакты многоконтактного выключателя - с входом двенадцатого усилителя, выход которого соединен с вторым входом третьего сумматора.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3