Система управления боковым движением летательного аппарата

 

Использование: авиационное приборостроение. Сущность: система управления боковым движением летательного аппарата обеспечивает заданное качество регулирования боковым движением при известном показателе качества регулирования контура стабилизации крена и при изменениях тангажа, курса и вертикальной перегрузки. Система содержит блок информационных датчиков, контур стабилизации крена, функциональный преобразователь, задатчик бокового отклонения, блок формирования производных, блок разности, блок деления, блок умножения, блок суммирования и два интегратора. 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения, в частности к системам автоматического управления боковым движением летательных аппаратов.

Известны системы управления летательных аппаратов, обеспечивающие отработку заданного бокового отклонения, описания которых приведены в книге В.А. Боднера "Теория автоматического управления полетом", М. Наука, 1964 г. с.194 [1] в книге И.А.Михалева и др. "Системы автоматического управления самолетов", М. Машиностроение, 1976, с. 394 [2] в книге Ю.П.Гуськова, Г.И.Загайнова "Управление полетом самолетов", М/: Машиностроение, 1980 г. с.170 [3] В качестве прототипа принимается система, описанная в [3] на с.170, содержащая задатчик бокового отклонения ЗБО, блок разности БР, контур стабилизации крена КСК, блок информационных датчиков БИД. Сигнал заданного бокового отклонения Z₃ с выхода ЗБО поступает на первый вход БР, на второй и третий входы которого с первого и второго выходов БИД поступают соответственно сигналы текущего бокового отклонения Z и текущей скорости бокового отклонения = ZP (p-оператор дифференцирования). На выходе БР формируется сигнал управления γ₃= (Z₃-Z-ZpA₁)·K (здесь K - коэффициент передачи, A₁ постоянная времени), поступающий на вход КСК, имеющий передаточную функцию γ₃= γ(T²p²+ 2ζTp + 1), где γ текущий крен; T постоянная времени; x коэффициент демпфирования.

При постоянном модуле скорости движения V, для изолированного движения крена (см. [3] с.44) боковое ускорение где g ускорение силы тяжести; ν угол тангажа; n вертикальная (по оси самолета) перегрузка; j отклонение по курсу.

При cosΨ ≈ 1 и полете, близком к горизонтальному, n 1, zp² = gγ, тогда имеет место боковое движение откуда следует, что при оптимальных (обеспечивающих требуемое качество регулирования) параметрах КСК-Т, ζ выбором параметров K, A₁ обеспечить заданное качество регулирования по боковому отклонению Z не представляет возможным.

Кроме того, параметр T зависит от модуля истиной воздушной скорости V, изменяющегося по режимам полета, что функционально представляется в виде T = T_o+ τ₁v + τ₂v² (здесь T₀, τ₁, τ₂ постоянные коэффициенты), а также при движении с n ≠ 1, cosΨ ≠ 1 параметры уравнения движения будут значительно изменяться, что может привести к существенному ухудшению качества регулирования.

Технико-экономическим эффектом, достигаемым при использовании предлагаемого технического решения, является обеспечение заданного качества регулирования в системе управления боковым движением при заданных показателях качества регулирования контура стабилизации крена и при изменениях тангажа, курса и вертикальной перегрузки.

Достигается это тем, что в систему управления, содержащую последовательно соединенные датчик бокового отклонения и блок разности, контур стабилизации крена и блок информационных датчиков, первый и второй выход которого подключены соответственно к второму и третьему входам блока разности, дополнительно введены последовательно соединенные блок суммирования, первый интегратор, второй интегратор, блок деления, на первый и второй входы которого подключены соответственно третий выход блока информационных датчиков и выход блока разности, подключенный к четвертому выходу блока информационных датчиков функциональный преобразователь, подключенный к третьему выходу блока информационных датчиков блока формирования производных, блок умножения, на первый восьмой входы которого подключены соответственно первый и второй выходы функционального преобразователя, первый и второй выходы блока формирования производных, третий выход блока информационных датчиков, выход второго интегратора, выход первого интегратора, выход блока деления, причем на вход контура стабилизации крена подключен выход блока суммирования, на второй и третий входы которого подключены соответственно первый и второй выходы блока умножения, третий седьмой выходы которого подключены соответственно к четвертому восьмому входам блока разности.

На фиг. 1 представлена блок-схема системы-прототипа, обозначения блоков приведены выше.

На фиг. 2 представлена блок-схема предлагаемой системы, содержащей 1 - задатчик бокового отклонения ЗБО, 2 блок разности БР, 3 блок деления БД, 4 контур стабилизации крена КСК, 5 блок информационных датчиков БИД, 6 - функциональный преобразователь ФП, 7 блок умножения БУ, 8 блок суммирования БС, 9 первый интегратор И1, 10 второй интегратор И2, 11 - блок формирования производных БФП.

Система работает следующим образом.

С выхода ЗБО1 сигнал заданного бокового отклонения Z₃ поступает на первый вход БР2, на второй и третий входы которого поступают сигналы Z и с первого и второго выходов БИД5 соответственно.

С выхода И1 (9) сигнал "X" поступает на первый вход БС8 и на седьмой вход БУ4. С выхода И2 (10) сигнал поступает на вход И1 (9) и на шестой вход БУ7. С выхода БД3 сигнал поступает на вход И2(10) и на восьмой вход БУ7. С третьего выхода БИД5 сигнал, пропорциональный проекции вертикальной перегрузки, f = gncosνcosΨ поступает на пятый вход БУ7, на второй вход БД3 и на вход БФП11, где формируются сигналы производных которые с первого и второго выходов БФП11 поступают соответственно на третий и четвертый входы БУ11. С четвертого выхода БОД5 сигнал модуля истинной воздушной скорости V поступает на вход ФП6, где формируются сигналы

которые с первого и второго выходов ФП6 поступают соответственно на первый и второй входы БУ7, реализованного на семи элементах умножения, осуществляющих перемножение сигналов

(здесь A_i постоянные коэффициента).

Сигналы с первого и второго выходов БУ7 поступают соответственно на торой и третий входы БС8.

Сигналы с третьего, четвертого, пятого, шестого и седьмого выходов БУ7 поступают соответственно на четвертый, пятый, шестой, седьмой и восьмой БР2.

В БС8 формируется сигнал , поступающий на вход КСК4, где в соответствии с заданным креном γ₃₁ формируется крен текущий

откуда следует, что γ = x при C₂= T², C₁= 2ζT.
В БР2 формируется сигнал

поступающий на первый вход БД, где формируется сигнал
,

Так как
,
Z Z₃(1 + A₁p + A₂p² + A₃p³ + A₄p⁴)^-1
Здесь постоянные величины A₁, A₂, A₃, A₄ выбираются из условия заданного качества регулирования в соответствии со стандартным рапределением коэффициентов (см. книгу Н.Т.Кузовкова "Модельное управление и наблюдающие устройства", М. Машиностроение, 1976 г.[4]).

Таким образом достигается технико-экономический эффект, обеспечивается заданное качество регулирования системы управления боковым движением при переменных параметрах T, ζ f и сохранении заданного качества регулирования в контуре стабилизации крена.

Примеры технической реализации блоков приведены:
КСК в [3] с.171;
БИД, содержащий датчики бокового отклонения Z, боковой скорости , истинной воздушной скорости V, проекции вертикальной перегрузки "ngcosνcosΨ" в [5] на с.154, с.230;
БР, БС, И, БФП, ФП, БУ, БД, ЗБО в книге И.М.Тетельбаума, Ю.Р.Шнейдера "400 схем для АВМ", М. Энергия, 1975 г. [6] соответственно на с.8, 35, 50, 53, 91.

Формула изобретения

Система управления боковым движением летательного аппарата, содержащая последовательно соединенные задатчик бокового отклонения и блок разности, контур стабилизации крена и блок информационных датчиков, первый и второй выходы которого подключены соответственно к второму и третьему входам блока разности, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены последовательно соединенные блок суммирования, первый интегратор, второй интегратор, блок деления, на первый и второй входы которого подключен соответственно третий выход блока информационных датчиков и выход блока разности, подключенный к четвертому выходу блока информационных датчиков функциональный преобразователь, подключенный к третьему выходу блока информационных датчиков блок формирования производных, блок умножения, на первый восьмой входы которого подключены соответственно первый и второй выходы функционального преобразователя, первый и второй выходы блока формирования производных, третий выход блока информационных датчиков, выход второго интегратора, выход первого интегратора, выход блока деления, причем на вход контура стабилизации крена подключен выход блока суммирования, на второй и третий входы которого подключены соответственно первый и второй выходы блока умножения, третий - седьмой выходы которого подключены соответственно к четвертому восьмому входам блока разности.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2