Система управления высотой полета при посадке

Система управления высотой полета при посадке (Патент RU 2102281):

B64C13/18 - с автопилотом (автопилоты как таковые G05D 1/00)


Авторы патента:

Джанджгава Г.И.
Негриков В.В.
Рогалев А.П.


Вледельцы патента:

Акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро"
Другие патенты:

Комплексная курсовая система

Изобретение относится к области авиационного приборостроения, в частности к системе формирования истинного (географического) курса

Система управления высотой полета

Изобретение относится к области авиационного приборостроения, в частности к системам управления высотой полета летательных аппаратов

Комплексная инерциальная система

Изобретение относится к приборостроению, в частности к инерциальным системам навигации и ориентации летательных аппаратов (ЛА)

Информационная система межсамолетной навигации

Изобретение относится к авиационному приборостроению, в частности к системам, формирующим относительные координаты для обеспечения групповых действий летательных аппаратов
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для осуществления маловысотного полета

Автопилот для симметричной ракеты, стабилизированной по крену

Изобретение относится к управлению летательными аппаратами, в частности управлению симметричными ракетами, стабилизированными по крену

Устройство для формирования сигнала управления перегрузкой самолета при автоматическом заходе на посадку

Изобретение относится к области автоматического управления самолетом при заходе на посадку в автоматическом режиме по сигналам наземных посадочных радиомаячных систем, а именно к устройствам формирования сигнала управления перегрузкой при автоматическом заходе на посадку в продольной плоскости

Устройство для управления продольным движением самолета

Изобретение относится к системам управления полетом и предназначено для использования на самолетах обычного взлета и посадки, оборудованных устройствами отклонения вектора тяги, при управлении полетом на закритических углах атаки и околонулевых скоростях

Автоматизированный способ дистанционного управления бортовым комплексом и системами ла

Изобретение относится к авиации и может быть использовано для дистанционного управления летчиком бортовым комплексом и системами ЛА (без отрыва рук от рычагов управления ЛА)

Система автоматического управления полетом летательного аппарата

Изобретение относится к области авиационных систем, обеспечивающих управление и наведение летательных аппаратов

Система управления движением беспилотного летательного аппарата

Изобретение относится к автоматическим системам управления

Система управления боковым движением легкого самолета

Изобретение относится к системам автоматического регулирования полета и предназначено для стабилизации бокового движения легкого самолета

Способ определения угла скольжения летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к способам определения угла скольжения летательного аппарата

Способ посадки летательного аппарата

Изобретение относится к системам посадки летательных аппаратов (ЛА)

Способ уклонения летательного аппарата от управляемых средств поражения

Изобретение относится к летательным аппаратам военного назначения


Подписаться на новые патенты в этик классах:

Ваш e-mail:

(На указанный вами e-mail, мы будем присылать информацию о свежеопубликованных патентах по интересуюзим вас классам МПК7)

Использование: изобретение относится к области приборостроения, в частности к системам управления высотой при посадке на подвижное, колеблющееся основание (палуба авианосца). Сущность: система управления высотой полета при посадке содержит задатчик высоты, блок разности, блок информационных датчиков, контур стабилизации и дополнительно введенные блок формирования относительной высоты и блок формирования сигнала коррекции, обеспечивающие управление по высоте относительно подвижной, колеблющейся плоскости посадки и компенсацию возмущающих воздействий. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится в области приборостроения, в частности к системам управления летательными аппаратами при посадке на наклонное, подвижное и колеблющееся основание (авианосец).

Известны системы управления высотой полета, описания которых приведены в книгах Михалева И.А. и др. "Системы автоматического управления самолетами", Москва, Машиностроение, 1971 г. с. 255; Загайнова Г.И. Гуськова Ю.П. "Управление полетом самолетов", Москва, Машиностроение, 1981 г. с. 161. Последняя система, структурная схема которой приведена на фиг. 1, принимается в качестве прототипа. Система содержит задатчик высоты (ЗВ), блок разности (БР), контур стабилизации (КС), блок информационных датчиков (БИД).

Сигнал заданной высоты Hз с выхода ЗВ поступает на первый вход БР, на второй вход которого поступает сигнал относительной высоты Hо с выхода БИД. В качестве измерителя относительной высоты Hо используется, например, радиовысотомер.

В БР формируется сигнал управления Hу (Hз-Hо)K, поступающий в КС, имеющего передаточную функцию где R=1+a1p+.+an Pn, K, K1 коэффициенты передачи, p оператор дифференцирования; ai коэффициенты, обеспечивающие качество регулирования в КС, вертикальная скорость полета, Ha - абсолютная высота полета.

При посадке на подвижную и колеблющуюся палубу авианосца вертикальная скорость самолета относительно посадочной плоскости имеет вид: где vс горизонтальная составляющая скорости полета самолета, Vн горизонтальная составляющая скорости авианосца, н угол наклона посадочной плоскости, r расстояние до центра вращения, угловая скорость вращения палубы.

Так как то и в замкнутом контуре управления высотой будет иметь движение по относительной высоте: Здесь коэффициенты bi выбираются из условия обеспечения качества регулирования.

Из уравнения движения следует, что при изменениях Hн и rн имеют место погрешности по высоте и относительной вертикальной скорости: что при 0, 60 м/сек, н2o, r=60 м, 2o/сек, b1=1 сек составляет Hо4 м, 4 м/сек.

Наличие этих погрешностей является недостатком прототипа, так как существенно уменьшаются показатели безопасности при посадке.

Техническим результатом, достигаемым при использовании предлагаемого технического решения, является повышение точности работы системы и соответственно повышение безопасности посадки на подвижное колеблющееся основание (авианосец).

Достигается этот результат тем, что в систему, содержащую задатчик высоты, первый блок разности, контур стабилизации, блок информационных датчиков, причем выход задатчика высоты подключен к первому входу первого блока разности, выход которого подключен к входу контура стабилизации, дополнительно введены блок формирования относительной высоты и блок формирования сигнала коррекции, причем первый, второй и третий выходы блока информационных датчиков подключены соответственно к первому, второму и третьему входам блока формирования относительной высоты, выход которого подключен ко второму входу первого блока разности и к первому входу блока формирования сигнала коррекции, на второй вход которого подключен четвертый выход блока информационных датчиков, а выход блока формирования сигнала коррекции подключен к третьему входу первого блока разности.

Высота полета относительно плоскости посадки определяется в блоке формирования относительной высоты, выполненном на преобразователе координат, блоке умножения, втором блоке разности, блоке извлечения корня квадратного и блоке деления, выход которого подключен к выходу блока формирования относительной высоты, первый и второй входы которого подключены соответственно к первому и второму входу блока умножения, на третий и четвертый входы которого подключены соответственно первый и второй выходы преобразователя координат, на первый и второй входы которого подключены соответственно второй и третий входы блока формирования относительной высоты; причем первый, второй и третий выходы блока умножения подключены соответственно к первому, второму и третьему входам второго блока разности, выход которого подключен ко входу блока извлечения корня квадратного, выход которого подключен к первому входу блока деления, на второй вход которого подключен четвертый выход блока умножения.

Сигнал, компенсирующий влияние наклона и движения посадочной плоскости, формируется в блоке формирования сигнала коррекции, выполненном на блоке суммирования, блоке интерполяции, блоке запаздывания, третьем блоке разности, выход которого подключен к первому входу блока интерполяции и ко входу блока запаздывания, первый n-ый выходы которого подключены соответственно ко второму,(n+1)-му входам блока интерполяции, первый, m-ый выходы которого подключены соответственно к первому, m-му входам блока формирования сигнала коррекции, первый и второй входы которого подключены соответственно к первому и второму входам третьего блока разности.

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

На фиг. 2 представлено геометрическое расположение летательного аппарата относительно посадочной плоскости, здесь обозначено: BO; BO1 горизонтальные линии, CC1 продольная строительная ось летательного аппарата, с угол тангажа летательного аппарата, O2Ak линия посадки (палуба авианосца), н угол наклона палубы, OO1B1O1Hо = OO2O2Aк, OA1 D1 наклонная дальность, измеряемая первым измерителем дальности под углом визирования 1 относительно строительной оси OC1, OAk=Dk наклонная дальность, измеряемая K-ым измерителем под углом визирования к относительно строительной оси OC1. При этом относительная высота Hо=OO2 по параметрам D1, Dk, = 1 - к определяется зависимостью

На фиг. 3 представлена блок-схема предлагаемой системы, содержащей:
1 первый блок разности БР1, 2 задатчик высоты ЗВ, 3 контур стабилизации КС, 4 блок информационных датчиков БИД, 5 блок формирования относительной высоты БФОВ, 6 блок формирования сигнала коррекции БФСК.

На фиг. 4 представлена блок-схема БФОВ 5,содержащего:
7 преобразователь координат ПК, 8 блок умножения БУ, 9 второй блок разности БР 2, 10 блок извлечения корня квадратного БИКК, 11 блок деления БД.

На фиг. 5 представлена блок-схема БФСК6, содержащего: 12 третий блок разности БРЗ, 13 блок запаздывания БЗ, 14 блок интерполяции БИ, 15 блок суммирования БС.

Система работает следующим образом.

С выхода ЗВ 2 сигнал заданной высоты Hз поступает на вход БР1 (1), на второй и третий входы которого поступают соответственно сигналы относительной высоты Hо с выхода БФОВ5 и сигнала коррекции F с выхода БФСК6. В БР1 1(1) формируется сигнал управления Hу=(Hз+F-Hо)K, поступающего на вход КСЗ, имеющего передаточную функцию
Как было показано выше при Hар = (Hо + Hн + rн)р, R=1+a1p+.anpn в замкнутом контуре управления будет иметь место движения по высоте

В диапазоне времени T0,1 Tн, здесь Tн период частоты колебаний палубы авианосца функцию (Hн + rн) можно представить в виде временного ряда степени m=n+1
(Hн + rн) = f = Cо + C1t + C2t2 + Cмtм,
тогда HoQ=Hз -fP (b1+b2P+.+bmRn)+F.

БИД4 содержит датчик абсолютной высоты Hа и датчики наклонной дальности, измеряющие (см. фиг. 2) дальность D1=OA1 с углом визирования 1 и дальность Dk с углом визирования к В качестве датчиков D1, Dk могут использоваться многолучевой разновысотомер соответственно с углами наклонов 1, к; радиолокационный датчик или оптиколокационный датчик, а в качестве датчиков абсолютной высоты используется, например, барометрический датчик.

С первого, второго и третьего выходов БИД4 сигналы D1, Dk, = 1 - к поступают соответственно на первый, второй и третий входы БФОВ5. В БФОВ5 первый вход (сигнал D1) подключен к первому входу БУ8, на второй вход которого подключен сигнал Dk со второго входа БФОВ5, подключенного также к первому входу ПК 7, на второй вход которого подключен сигнал с третьего входа БФОВ5. В ПК 7 формируются сигналы Dкsin и Dкcos которые с первого и второго выходов ПК 7 поступают соответственно на третий и четвертый БУ8. БУ8 реализован на четырех элементах умножения, на которых формируются сигналы D21 D2к, D1Dкcos, D1Dкsin. Сигналы D21, D2кD1Dкcos с первого, второго и третьего выходов БУ8 поступают соответственно на первый, второй и третий входы БР 2 (9), где формируется сигнал x = D21 + D2к - 2D1Dкcos поступающий на вход БИКК 10, в котором формируется сигнал поступающий на первый вход БД 11, на второй вход которого поступает сигнал D1Dкsin с четвертого выхода БУ 8.

В БД 11 формируется, реализующий зависимость (1), сигнал поступающий на вход БФОВ 5. С выхода БФОВ 5 сигнал Hо поступает на второй вход БР1 (1) и на первый вход БФСК 6, на второй вход которого поступает сигнал Hа с четвертого выхода БИД 4. В БФСК 6 (см. фиг. 5) первый и второй входы подключены соответственно к первому и второму входам БРЗ (12), где формируется сигнал
(Hа - Hо) = Hн + rн + C = f + C = fо
(здесь C постоянная величина), поступающий на первый вход БИ 14 и на вход БЗ 13. БЗ 13 реализован на "n" элементах запаздывания, на которых формируются сигналы
f1 = fо(t-1), f2 = fо(t-2), ..., fn = fо(t-n)
(здесь 1, ..., n постоянные времени запаздывания, при этом 1 + 2 + ... n T 0,1Tн которые с первого n-го выходов БЗ 13 поступают на второй, (n+1)-ый входы БИ 14.

По поступившим сигналам f0, f1, fn при известных 1, ..., n на временном интервале T = 1 + ... + n в БИ 14 по стандартным арифметическим процедурам (см. "Справочник по математике" И.Н.Бронштейн, К.А.Семендяев, г. Москва, Наука, 1986 г. с. 502) формируются коэффициенты C1, C2, Cm интерполяционного многочлена
f0=C+C0 + C1t+c2t2+.+Cmtm.

Сигналы коэффициентов C1, C2, Cm с первого, m-го выходов БИ 14 поступают на первый, m-ый входы БС15.

Поскольку f0 f+C C0+C + C1t+C2t2+.Cmtm,
, то соответственно в каждый момент времени t=0

В БС15 по поступившим сигналам C1, C2, Cm и известным величинам b1, b2, bm, n, m n+1 формируется суммарный сигнал F C1b1 + 2C2b2 + + Cmbmm1! который в каждый момент времени равен

Сигнал F с выхода БС 15 поступает на выход БФСК 6, откуда сигнал F поступает на третий вход БР1 (1).

Примеры технического выполнения блоков БР, БС, БЗ, БУ, БД, БИКК, ПК приведены в книге И.М.Тетельбаума, Ю.Р.Шнейдера "400 схем для АВМ" Москва, Энергия, 1978 г. соответственно на с. 8, 49, 53, 84, 134.

Уравнение движения (2) при F fP(b1+b2P+.bmPn) принимает вид H0Q Hз, соответственно по окончании переходного процесса Ho Hз, т.е. обеспечено достижение технического результата повышение точности работы системы.


Формула изобретения

1. Система управления высотой полета при посадке, содержащая задатчик высоты, первый блок разности, контур стабилизации, блок информационных датчиков, причем выход задатчика высоты подключен к первому входу первого блока разности, выход которого подключен к входу контура стабилизации, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены блок формирования относительно высоты и блок формирования сигнала коррекции, причем первый, второй и третий выходы блока информационных датчиков подключены соответственно к первому, второму и третьему входам блока формирования относительной высоты, выход которого подключен к второму входу первого блока разности и к первому входу блока формирования сигнала коррекции, на второй вход которого подключен четвертый выход блока информационных датчиков, а выход блока формирования сигнала коррекции подключен к третьему входу первого блока разности.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что блок формирования относительной высоты выполнен на преобразователе координат, блоке умножения, втором блоке разности, блоке извлечения корня квадратного и блоке деления, выход которого подключен к выходу блока формирования относительной высоты, первый и второй входы которого подключены соответственно к первому и второму входам блока умножения, на третий и четвертый входы которого подключены соответственно первый и второй выходы преобразователя координат, на первый и второй входы которого подключены соответственно второй и третий входы блока формирования относительной высоты, причем первый, второй и третий выходы блока умножения подключены соответственно к первому, второму и третьему входам второго блока разности, выход которого подключен к входу блока извлечения корня квадратного, выход которого подключен к первому входу блока деления, на второй вход которого подключен четвертый выход блока умножения.

3. Система по пп.1 и 2, отличающаяся тем, что блок формирования сигнала коррекции выполнен на блоке суммирования, блоке интерполяции, блоке запаздывания, третьем блоке разности, выход которого подключен к первому входу блока интерполяции и к входу блока запаздывания, первый, n-й выходы которого подключены соответственно к второму, (n + 1)-ому входам блока интерполяции, первый, m-й выходы которого подключены соответственно к первому, m-ому входам блока суммирования, выход которого подключен к выходу блока формирования сигнала коррекции, первый и второй входы которого подключены соответственно к первому и второму входам третьего блока разности.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5


Рекомендуем ознакомиться и с недавно зарегистрированным патентом 2506255.

Наверх