Способ управления самолетом и комплексная система для его осуществления

Группа изобретений относится к системам дистанционного управления полетом летательного аппарата и может быть применена в системах управления учебно-тренировочных самолетов. Согласно предложенному способу управления самолетом управляющие сигналы направляют с поста управления экипажа на рулевые приводы отклонения аэродинамических органов, осуществляя воздействие на параметры полета, такие как угловые скорости, углы атаки и скольжения, продольная, боковая и нормальная перегрузки, изменяя и поддерживая их в допустимых пределах. Обработку и формирование управляющих сигналов производят в вычислительной системе, разделенной на две функциональные части. В основной части реализуют режим прямой электрической связи между постом управления и рулевыми приводами управления аэродинамическими органами, в дополняющей - обеспечивают получение требуемых характеристик устойчивости и управляемости полетом за счет реализации обратных связей по сигналам, поступающим с датчиков параметров полета. Предложенная комплексная система управления содержит основной четырехкратно резервированный аналого-цифровой вычислитель, реализующий дистанционную связь между органами управления летчика и аэродинамическими органами управления самолетом с требуемой надежностью, который для улучшения характеристик устойчивости и управляемости, повышения комфортности и эффективности управления дополнен трехкратно резервированным цифровым вычислителем. Оба вычислителя работают параллельно, а формирование управляющих сигналов обеспечивают за счет совместного функционирования аналого-цифровой и цифровой частей. Группа изобретений обеспечивает безопасность полета и функционирование системы управления с повышенной надежностью. 2 н.з. и 19 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области автоматического управления, а более конкретно к комплексным системам управления и системам дистанционного управления полетом летательного аппарата, и может быть применено в системах управления учебно-тренировочных самолетов.

Системы управления (СУ) современных маневренных самолетов становятся все более многорежимными и многофункциональными. Они содержат автоматы регулировки управления, системы улучшения устойчивости и управляемости, ограничители предельных режимов, системы автоматического управления, включающие в себя функции автоматического и директорного управления, такие как, например, автоматическая стабилизация углов и высоты полета, приведение к горизонту, увод от опасной высоты, автоматический заход на посадку, полет по маршруту.

Из уровня развития техники известно, что на смену множеству систем и агрегатов, встраиваемых в механическую проводку управления (см. «Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов». Под редакцией Г.С.Бюшгенса, М.: Наука, 1998), пришла комплексная система управления самолетов (КСУ), в которой все вышеперечисленные функции решаются в едином резервированном цифровом вычислителе, а связь между пультом управления летчика и органами управления самолета становится дистанционной (см. патент RU №2235042 и заявку RU №96123485). Подобная система управления позволяет существенно улучшить характеристики устойчивости и управляемости самолетом, обеспечить комфортное управление для летчика, повысить безопасность полета по сравнению с самолетами, не имеющими автоматизации управления, и, в конечном счете, поднять эффективность задач, решаемых самолетом (см. «Системы цифрового управления самолетом» под ред. А.Д.Александрова и С.М.Федорова. М.: Машиностроение, 1983 г., с.224).

Учебно-тренировочные самолеты предназначены для подготовки летно-технического состава ВВС, следовательно, по своим характеристикам они должны быть достаточно близки к характеристикам основных самолетов, иметь современную систему управления с широкими возможностями для обеспечения требуемых статических и динамических характеристик. В то же время системы управления учебно-тренировочных самолетов должны быть не только простыми и надежными, но и обеспечивать выполнение целого ряда «взлетов-посадок» в течение летного дня и иметь длительный ресурс эксплуатации, т.е. быть практически безотказными.

Наиболее близким к заявляемому из известных способов с дистанционным управлением самолета является способ управления, относящийся к технике авиационного пилотирования с процессорными управляющими комплектами (см. патент RU №2235042). С помощью известного способа управления самолетом осуществляют ограничение предельных эксплуатационных значений угла атаки и нормальной перегрузки, ограничение отклонения руля направления, управление отклоняемыми носками крыла, управление закрылками, репрограммирование характеристик устойчивости и управляемости самолета. Посредством четырехканальной вычислительной части комплексной системы управления производят конвейерную обработку информации в едином цифровом вычислителе.

В известном способе из-за наличия единого цифрового вычислителя, в котором происходит переключение на резервный канал при отказе основного, не реализовано в полной мере условие безопасности полета, т.к. в случае прекращения функционирования резервированного цифрового вычислителя продолжение полета невозможно. Решение функциональных задач здесь происходит в одном вычислителе. Информационное поле СУ здесь также обрабатывается в едином вычислителе, что также снижает надежность системы, т.к. в случае отказа датчиков параметров полета (угловых скоростей, перегрузок, углов атаки и скольжения) работа цифрового вычислителя невозможна.

Наиболее близкой к предложенной комплексной системе управления (КСУ) является система управления многоцелевым высокоманевренным сверхзвуковым самолетом (заявка RU №96123485). Известная система содержит каналы продольного и поперечного управления и управления по курсу, включающие посты управления в кабинах экипажа, систему дистанционного управления, которая содержит резервированные вычислители, датчики положений управляющих и управляемых органов, датчики параметров полета, и выполнена с обеспечением устойчивости и управляемости самолета в интервалах допускаемых углов атаки и перегрузок. Известная СУ снабжена средствами обеспечения выхода на закритические углы атаки, включающими устройство отключения ограничителя предельных режимов, устройствами корректировки характеристик управляемости при дозаправке топлива в полете за счет подключения к вычислителям продольного и поперечного управления датчиков углов тангажа и крена посредством запоминающих и ограничительных устройств. Решение функциональных задач здесь происходит в одном вычислителе. Информационное поле СУ также обрабатывается в едином вычислителе, что вполне объяснимо для управления аэродинамически неустойчивого объекта, когда не удается разделить движение на базе функциональных элементов и приходится добиваться необходимой надежности четырехкратным резервированием всех входящих в систему дистанционного управления элементов, что увеличивает сложность и громоздкость системы управления.

В то же время для аэродинамически устойчивой компоновки самолета управление им можно разделить на два тракта: тракт основного управления, в котором управляющий сигнал от органов управления летчика (ручки и педалей управления) поступает на рулевые приводы для отклонения аэродинамических органов управления, и тракт улучшения устойчивости и управляемости, которые работают параллельно и при совместной работе взаимно дополняют друг друга.

При отказе тракта улучшения устойчивости и управляемости он отключается, а управление продолжается от основного канала управления, который устройств коммутации не имеет.

Соответственно таким же образом можно разделить и информационное поле. Датчики положения управляющих и управляемых органов работают в тракте основного управления. Датчики параметров полета в качестве отрицательной обратной связи в тракте улучшения устойчивости и управляемости.

Задачей изобретений является повышение безопасности полета и надежности функционирования СУ за счет разделения выполняемых ею функциональных задач. Основной вычислитель выполняется с требуемой степенью резервирования и обеспечивает надежное функционирование системы управления в целом. Дополняющий вычислитель улучшает характеристики устойчивости.

Другой задачей изобретения является получение наибольшей простоты реализации управления самолетом, что позволяет обеспечить не только выполнение целого ряда «взлетов-посадок» в течение летного дня, но и обеспечить длительный ресурс эксплуатации самолета.

Поставленная задача в части первого объекта решается за счет того, что в способе управления самолетом, согласно которому управляющие сигналы поступают с поста управления кабин экипажа, на рулевые приводы отклонения аэродинамических органов, осуществляя воздействие на параметры полета, такие как угловые скорости, углы атаки и скольжения, продольная, боковая и нормальная перегрузки, изменяя и поддерживая их в допустимых пределах, при этом обработку и формирование управляющих сигналов производят в вычислительной системе, разделенной на две функциональные части, основную и дополняющую, в основной части посредством четырехкратно резервированного аналого-цифрового вычислителя реализуют режим прямой электрической связи между постом управления кабин экипажа и рулевыми приводами управления аэродинамическими органами, в дополняющей - посредством трехкратно резервированного цифрового вычислителя обеспечивают получение требуемых характеристик устойчивости и управляемости полетом за счет реализации в каждом из каналов управления обратных связей от сигналов, поступающих с датчиков параметров полета, причем оба вычислителя работают параллельно, а формирование управляющих сигналов обеспечивают за счет совместного функционирования аналоговой и цифровой частей, при этом на вход аналого-цифрового вычислителя поступают управляющие сигналы с поста управления, которые корректируют по сигналам, поступающим с датчиков высотно-скоростных параметров, и суммируют с управляющими сигналами, поступающими с цифрового вычислителя, в свою очередь на вход цифрового вычислителя поступают сигналы от датчиков параметров полета, которые используют как обратную связь для улучшения характеристик устойчивости и управляемости полетом, при этом их корректируют по сигналам с датчиков высотно-скоростных параметров и углу атаки, скорректированные сигналы суммируют между собой и подают в аналого-цифровой вычислитель, где их суммируют с управляющими сигналами аналого-цифрового вычислителя, суммарные управляющие сигналы поступают на вход рулевых приводов аэродинамических органов управления.

При этом изменение и поддержание параметров полета в допустимых пределах для получения требуемых характеристик устойчивости и управляемости полетом обеспечивают в вычислительной части путем обработки управляющих сигналов в соответствии с заданными алгоритмами, вычисления контролируют сравнением текущего значения с допустимым, определяя соответствие их рабочим диапазонам по датчикам угла атаки.

Все сигналы, поступающие с датчиков поста управления кабин экипажа (сигналы датчиков положения ручки и педалей управления), с датчиков параметров полета и высотно-скоростных параметров на вход аналого-цифрового и цифрового вычислителей, предварительно фильтруют.

Кроме этого, в аналого-цифровом вычислителе перед суммированием сигналов осуществляют кворумирование управляющих сигналов, поступающих с цифрового вычислителя. А перед поступлением на вход рулевых приводов аэродинамических органов управления осуществляют кворумирование суммарных управляющих сигналов.

При этом коррекцию сигналов, поступающих в аналого-цифровой и цифровой вычислители с датчиков высотно-скоростных параметров, осуществляют по сигналам статического и динамического давлений.

В аналого-цифровом вычислителе (АЦВ) тракт управления и передачи сигналов выполнен на аналоговых элементах, а коррекция сигналов производится на цифровых вычислителях корректирующих функций, что позволяет с одной стороны повысить точность реализации корректирующих функций, а с другой стороны минимизировать габаритно-массовые характеристики вычислительной части.

Кроме этого, обратные связи по сигналам датчиков параметров полета в цифровом вычислителе реализуют, в продольном канале управления - по угловой скорости тангажа, нормальной перегрузке и углу атаки, в поперечном канале управления - по угловой скорости крена, а в канале управления по курсу - по угловой скорости рыскания, боковой перегрузке и углу скольжения.

При этом при формировании в цифровом вычислителе обратных связей по сигналам от датчиков параметров полета сигналы по углам атаки и скольжения поступают от правого и левого датчиков угла атаки и соответственно от переднего и заднего датчиков угла скольжения, которые затем переводят из местных значений, замеренных датчиками, в истинные значения углов атаки и скольжения, контролируют сравнением между собой и при превышении разности более установленной пороговой величины, за время более 1 с, отключают поступление сигналов от датчиков угла атаки и скольжения и замещают их сигналами от датчиков соответственно нормальной и боковой перегрузок, сформированные таким образом одноименные сигналы обратных связей суммируют между собой, причем в алгоритм управления поступает большее значение сигнала угла атаки из значений, замеренных правым и левым датчиками угла атаки, и сигнал угла скольжения, замеренный передним датчиком.

Это обеспечивает контроль исправности датчиков угла атаки и скольжения, их автоматическое отключение при превышении разности более установленной пороговой величины и замещение их сигналами датчиков соответственно нормальной и боковой перегрузки, что повышает безопасность полета.

Кроме этого, в вычислительной системе посредством цифрового вычислителя при превышении текущим значением угла атаки его допустимого значения, с учетом упреждения по производным от значений сигналов датчиков угла атаки, угловой скорости тангажа и значения сигнала датчика положения ручки управления по тангажу, в продольном канале обеспечивают астатическое ограничение допустимого угла атаки, в том числе на взлетно-посадочных режимах.

Это происходит за счет известной схемы переключения статического алгоритма управления на астатический, в которой на посту управления заданному положению ручки управления соответствует текущее значение угла атаки, а максимальному значению отклонения ручки управления соответствует допустимое значение угла атаки, что позволяет получить неизменные характеристики в зоне действия статического закона управления, исключить статические ошибки и тем самым повысить точность ограничения, а также исключить явление «пустого» хода ручки управления при отдаче ее «от себя» (см. «Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов». Под редакцией Г.С.Бюшгенса, М.: Наука, 1998, стр.604).

Известная схема переключения статического алгоритма управления на астатический в заявляемом изобретении дополнена новым астатическим контуром, в котором для реализации известной схемы (на учебно-тренировочном самолете) были пересмотрены не только параметры ограничителя предельных режимов (ОПР), но и дополнено условие переключения уравнения прямой включения ограничителя по признаку уборки шасси (ШУ), чтобы он функционировал и на взлетно-посадочных режимах, а условие отключения ОПР дополнено признаком минимальной приборной скорости V_пр≤100 км/час (скорости, замеряемой приемником воздушного давления и индицируемой на указателях приборной скорости в кабинах экипажа), когда датчики угла атаки перестают находиться в потоке и соответственно измерять текущий угол атаки. Закон регулирования допустимого угла атаки начинает зависеть не только от числа М и от исправности механизации крыла, как в известной схеме, но и от конфигурации самолета в зависимости от работы задней кромки крыла (элероны и закрылки). Использование в заявляемом способе известной схемы переключения статического алгоритма управления на астатический, дополненной новым астатическим контуром, рассматривается далее по тексту при описании работы КСУ, с помощью которой реализуется заявляемый способ.

Кроме этого, в вычислительной системе от сигналов с датчиков положения ручки управления по крену и по угловой скорости крена на руль направления реализуют перекрестные связи, между поперечным каналом управления и каналом управления по курсу, корректируют коэффициенты их передачи по сигналам с датчиков высотно-скоростных параметров и углу атаки, в зависимости от режима полета, суммируют с сигналами датчика положения педалей и обратных связей по угловой скорости рыскания, боковой перегрузке и углу скольжения в канале управления по курсу и преобразуют в отклонение руля направления.

При этом за счет изменения коэффициентов передачи этих датчиков по сигналам статического (Р_ст), динамического (Р_дин) давлений и углу атаки (α) в зависимости от режима полета обеспечивают улучшение координации пространственного движения самолета при разворотах и минимизации развивающегося угла скольжения (β) при пилотировании, что необходимо для управления на больших углах атаки.

Кроме того, при взаимодействии аналого-цифрового и цифрового вычислителей реализуют режим автоматического управления тягой двигателей.

Такая последовательность операций посредством основной аналого-цифровой системы дистанционного управления самолета позволяет осуществлять отклонение аэродинамических органов управления, изменяя угловые скорости (ω), углы атаки (α) и скольжения (β), продольную (n_х), боковую (n_z) и нормальную (n_у) перегрузки самолета (движение центра масс), тем самым изменяя траекторию полета в продольной и боковой плоскости (движение вокруг центра масс) вследствие изменения углов тангажа, крена и рыскания, вертикальной и горизонтальной скорости и высоты полета.

При этом основной аналого-цифровой вычислитель (АЦВ) реализует прямую связь от датчиков положения ручек управления и педалей на рулевой привод, отклоняющий аэродинамические органы управления. Сигналы от датчиков положения ручек управления в аналого-цифровом вычислителе (АЦВ) фильтруются в зависимости от режима полета меняется их коэффициент передачи по сигналам статического и динамического давлений и суммируется с преобразованным в аналоговый вид суммарным сигналом цифрового вычислителя (ЦВ), который кворумируется и поступает на вход блока управления рулевых приводов.

В свою очередь, угловые скорости (ω), углы атаки (α) и скольжения (β), продольная (n_х), нормальная (n_у) и боковая (n_z) перегрузки самолета, замеренные датчиками параметров полета, как отрицательная обратная связь, поступают в дополняющую цифровую систему управления, которая осуществляет улучшение устойчивости и управляемости. Для коррекции управляющих сигналов и сигналов обратных связей по режимам полета служат датчики высотно-скоростных параметров.

Сигналы от датчиков параметров движения, поступающие в ЦВ, используются как обратная связь для улучшения характеристик устойчивости и управляемости. Причем каждый из сигналов угловой скорости тангажа (ω_z), нормальной перегрузки (n_у) или угла атаки (α) в продольном канале управления, угловой скорости крена (ω_х) в поперечном канале управления, угловой скорости рыскания (ω_у), боковой перегрузки (n_z) или угла скольжения (β), в канале управления по курсу также фильтруется, преобразуется в цифровой вид, в зависимости от режима полета, меняются коэффициенты их передачи по сигналам датчиков статического, динамического давлений и угла атаки, суммируются между собой, преобразуются в аналоговый вид, кворумируются и суммируются с сигналом АЦВ.

Кроме того, для улучшения координации пространственного движения самолета при разворотах и минимизации развивающегося угла скольжения между поперечным каналом управления и каналом управления по курсу реализуются перекрестные связи от сигнала датчиков положения ручки управления по крену на руль направления и по угловой скорости крена на руль направления, сигналы которых также фильтруются, преобразуются в цифровой вид, в зависимости от режима полета меняются коэффициенты их передачи по сигналам статического, динамического давлений и угла атаки, суммируются между собой и суммарным сигналом обратных связей угловой скорости рыскания, боковой перегрузки или угла скольжения в канале управления по курсу.

Технический результат, получаемый при использовании изобретения, заключается в обеспечении улучшения устойчивости и управляемости самолетом за счет формирования перекрестных связей, необходимых для управления на больших углах атаки и обеспечения астатического ограничения допустимых углов атаки, в том числе и на взлетно-посадочных режимах полета.

Кроме этого, при реализации изобретения обеспечиваются дополнительные технические результаты, которые заключается:

- в снижении маневренных нагрузок на конструкцию фюзеляжа и крыло самолета;

- в обеспечении многофункционального автоматического и директорного управления самолетом;

- в обеспечении автоматического управления тягой двигателей;

- в повышении комфортности и эффективности управления самолетом;

- в обеспечении безопасного возврата на аэродром и посадки самолета посредством основного АЦВ при отказе ЦВ.

Поставленная задача в части второго объекта решается за счет того, что комплексная система управления самолетом, содержащая каналы продольного, поперечного управления и управления по курсу, пост управления в кабинах экипажа, рулевые приводы аэродинамических органов управления и расположенные в каждом канале датчики поста управления, управляемых аэродинамических органов, параметров полета и высотно-скоростных параметров, она также содержит вычислительную систему, состоящую из двух функциональных частей, первая часть содержит основной четырехкратно резервированный аналого-цифровой вычислитель с сумматором управляющих сигналов, вторая часть содержит дополняющий трехкратно резервированный цифровой вычислитель, выполненный с возможностью реализации в каждом из каналов управления обратных связей от сигналов, поступающих на него с датчиков параметров полета, и содержит на выходе, в каждом из каналов управления, сумматоры сигналов обратных связей, при этом вход аналого-цифрового вычислителя соединен с выходами датчиков поста управления кабин экипажа и датчиков высотно-скоростных параметров, а выход через блок управления рулевыми приводами - с входом рулевых приводов отклонения аэродинамических органов, в свою очередь, вход цифрового вычислителя соединен с выходами датчиков параметров полета и датчиков высотно-скоростных параметров, а выход - с входом сумматора управляющих сигналов аналого-цифрового вычислителя.

При этом пост управления в кабинах экипажа содержит, в каждой из кабин, ручку управления и педали, а датчики постов управления содержат датчики положения ручки управления самолетом по тангажу и крену, расположенные соответственно в продольном и поперечном каналах, и датчик положения педалей, расположенный в канале управления по курсу.

Кроме этого, в каждом из каналов управления вход блока управления рулевыми приводами соединен с выходом сумматора управляющих сигналов, а его выход - с входами рулевых приводов аэродинамических органов управления, а также с входами гидроцилиндров управления носками крыла и привода управления закрылками.

При этом рулевые приводы аэродинамических органов управления состоят из приводов руля высоты, руля направления, элеронов.

При этом каждый из рулевых приводов аэродинамических органов управления связан с двумя независимыми гидросистемами самолета.

Кроме этого, основной и дополняющий вычислители содержат фильтры, установленные на входе, для фильтрации сигналов, поступающих с датчиков поста управления, параметров полета и высотно-скоростных параметров.

При этом основной аналого-цифровой вычислитель содержит в каждом из каналов управления кворум-элементы на входе и выходе из сумматора управляющих сигналов.

Кроме этого, датчики параметров полета содержат в продольном канале управления правый и левый датчики угла атаки, датчик угловой скорости тангажа, датчик линейных ускорений, в поперечном канале управления - датчик угловой скорости крена, в канале управления по курсу - передний и задний датчики угла скольжения, датчик угловой скорости рыскания и датчик бокового ускорения.

Кроме того, вход цифрового вычислителя соединен с выходами датчиков положения органов управления двигателями для автоматического управления тягой двигателей. Для этого рычаги управления правого и левого двигателя механически связаны с исполнительным механизмом автомата тяги, который своим электрическим входом связан с соответствующим выходом ЦВ.

Технический результат, получаемый при использовании приведенной совокупности признаков, заключается в том, что основной вычислитель выполнен с требуемой степенью резервирования и обеспечивает надежное функционирование системы управления в целом. Дополняющий вычислитель улучшает характеристики устойчивости и управляемости, обеспечивая комфортное управление для летчика, повышая безопасность полета и надежность функционирования СУ за счет разделения выполняемых ею функциональных задач.

Так как заявляемая комплексная система управления (КСУ) самолетом разделена на два тракта: первый - тракт основного управления, в котором управляющий сигнал от органов управления летчика (ручки управления и педалей) поступает на рулевые приводы для отклонения аэродинамических органов управления, и второй - тракт улучшения устойчивости и управляемости, они могут работать параллельно, и при совместной работе взаимно дополнять друг друга. Таким же образом разделено и информационное поле. Датчики положения управляющих и управляемых органов работают в тракте основного управления. Датчики параметров полета, в качестве отрицательной обратной связи, - в тракте улучшения устойчивости и управляемости. Датчики высотно-скоростных параметров служат для коррекции управляющих сигналов и сигналов обратных связей по режимам полета. Это повышает безопасность полета, так как обеспечивает при отказе ЦВ возврат на аэродром и посадку самолета посредством основного АЦВ.

Кроме того, заявляемая КСУ обеспечивает:

- улучшение устойчивости и управляемости самолетом;

- создает возможности для создания многофункционального автоматического и директорного управления самолетом;

- комфортность и эффективность управления самолетом;

- простоту и надежность в управлении самолетом.

Изобретение поясняется чертежами, где изображено:

На фиг.1 - блок-схема комплексной системы управления КСУ;

На фиг.2 - астатический контур управления КСУ.

Комплексная система управления (КСУ) содержит каналы продольного, поперечного управления и управления по курсу (на чертеже не показаны). Пост управления (1), на Фиг.1, включает в себя, в каждой из кабин экипажа, ручку управления (4) и педали (5), механически связанные между собой, загрузочные механизмы (3) и механизмы триммерного эффекта (2) по каждому из каналов управления. Пост управления также содержит датчики (6) положения ручек управления и педалей. При этом датчик 6.1 - датчик положения ручки управления по тангажу, датчик 6.2. - датчик положения ручки управления по крену, датчик 6.3 - датчик положения педалей. Кроме того, КСУ содержит рычаги управления правым и левым двигателем (18), механически связанные с исполнительным механизмом автомата тяги (19) и датчиками положения органов управления двигателями (32). КСУ содержит также рулевые приводы (24) аэродинамических органов управления, датчики управляемых аэродинамических органов (28), датчики параметров полета (14), датчики высотно-скоростных параметров (10) и вычислительную систему. Вычислительная система состоит из двух функциональных частей, первая часть содержит основной четырехкратно резервированный АЦВ (7) с сумматором управляющих сигналов (31), вторая часть содержит дополняющий трехкратно резервированный ЦВ (13), выполненный с возможностью реализации обратных связей в каждом из каналов от поступающих на него сигналов с датчиков параметров полета (14), и содержит в каждом из каналов сумматоры сигналов обратных связей (на чертеже не показаны). При этом аналого-цифровой вычислитель (7) состоит из аналого-цифрового вычислительного блока (8), сумматора управляющих сигналов (31) и блока управления рулевыми приводами (9).

В каждом из каналов управления вход аналого-цифрового вычислительного блока (8) соединен с выходами датчиков (6) положения ручек управления и педалей и датчиков высотно-скоростных параметров (10), а выход - через блок управления рулевыми приводами (9) со входом рулевых приводов (24) отклонения аэродинамических органов управления.

В каждом из каналов управления вход ЦВ (13) соединен с выходами датчиков параметров полета (14) и датчиков высотно-скоростных параметров (10), а выход - со входом сумматора (31) управляющих сигналов аналого-цифрового вычислительного блока (8).

Рулевые приводы аэродинамических органов управления (24) отклоняют руль высоты (25), элероны (26) и руль направления (27), положение которых в каждом из каналов управления замеряется датчиками управляемых аэродинамических органов (28). Носки крыла (20) отклоняются соответствующими гидроцилиндрами управления носками крыла (21) и замеряются датчиками положения носков крыла (30). Закрылки (22) отклоняются приводом управления закрылками (23) и их положение замеряется датчиками положения закрылков (29).

Основной (7) и дополняющий (13) вычислители содержат фильтры (на чертеже не показаны), установленные на входе для фильтрации сигналов, поступающих с датчиков (6) положения ручек управления и педалей, параметров полета (14) и высотно-скоростных параметров (10).

Основной аналого-цифровой вычислитель (7) содержит кворум-элементы (на чертеже не показаны) на входе и выходе из сумматора управляющих сигналов (31).

Основной АЦВ (7) содержит блок управления рулевыми приводами (9), вход которого соединен с выходом сумматора управляющих сигналов (31), а его выход - со входами рулевых приводов (24) аэродинамических органов управления, а также с входами гидроцилиндров (21) управления носками крыла и приводом управления закрылками (23).

Каждый из рулевых приводов (24) аэродинамических органов управления связаны с двумя независимыми гидросистемами (ОГ и БГ) самолета.

Датчики параметров полета (14) в каждом из каналов содержат датчики угловой скорости (15) соответственно тангажа, крена и рыскания, датчики линейных ускорений (16) для замера нормальной и боковой перегрузки, и датчики аэродинамических углов (17) - правый и левый для замера угла атаки, а также передний и задний для замера угла скольжения.

Вход ЦВ (13) соединен с выходами датчиков положения органов управления двигателями (32) для автоматического управления тягой двигателей, для чего в свою очередь рычаги управления правого и левого двигателя (18) механически связаны с исполнительным механизмом автомата тяги (19), который своим электрическим входом связан с соответствующим выходом ЦВ.

Комплексная система управления, с помощью которой реализуется заявляемый способ, работает следующим образом.

Посредством основной аналого-цифровой системы дистанционного управления самолета (7) летчик осуществляет отклонение аэродинамических органов управления, изменяя угловые скорости, углы атаки и скольжения, продольную, боковую и нормальную перегрузки самолета (движение центра масс), тем самым изменяя траекторию полета в продольной и боковой плоскости (движение вокруг центра масс) вследствие изменения углов тангажа, крена и рыскания, вертикальной и горизонтальной скорости и высоты полета. В свою очередь, значения угловых скоростей, углов атаки и скольжения, нормальной и боковой перегрузок самолета, замеренные датчиками параметров полета (14), соответственно (15), (17) и (16), как отрицательная обратная связь, поступают в дополняющую цифровую систему управления (13), которая осуществляет улучшение устойчивости и управляемости, формирует перекрестные связи, необходимые для управления на больших углах атаки, обеспечивает астатическое ограничение допустимых углов атаки, в том числе и на взлетно-посадочных режимах полета, снижает маневренные нагрузки на конструкцию фюзеляжа и крыла, понижает атмосферную турбулентность, обеспечивает многофункциональное автоматическое и директорное управление, повышает комфортность и эффективность управления самолетом. При отказе дополнительного ЦВ посредством основного АЦВ обеспечивается безопасный возврат на аэродром и посадка.

Например, в продольном канале управления летчик отклоняет ручку управления по тангажу, что замеряется датчиком положения ручки управления по тангажу (6.1), и сигнал хода ручки управления по тангажу поступает в аналого-цифровой вычислительный блок (8), где корректируется по сигналам статического (P_CT) и динамического (P_ДИН) давлений, замеряемых соответственно датчиками статического (11) и динамического (12) давлений, далее он поступает на вход блока управления рулевыми приводами (9), отклоняющего руль высоты (25) посредством рулевого привода руля высоты (24). Под действием отклонения руля высоты самолет изменяет угловую скорость тангажа (ω_Z), которая замеряется датчиком угловой скорости тангажа (15), нормальную перегрузку (n_y), которая замеряется датчиком линейных ускорений (16), и угол атаки (α), который замеряется датчиком угла атаки (17), замеренные сигналы поступают в ЦВ (13), где корректируется по сигналам статического (P_CT) и динамического (P_ДИН) давлений, замеряемых соответственно датчиками статического (11) и динамического (12) давлений, суммируются между собой и в качестве отрицательной обратной связи на сумматоре (31) суммируются с сигналом хода ручки управления по тангажу , тем самым останавливая избыточное отклонение руля высоты. Отклонение руля высоты замеряется датчиками положения руля высоты (28), сигнал с которых поступает на соответствующие входы блока управления рулевыми приводами (9).

Аналогичным образом, в канале поперечного управления летчик отклоняет ручку управления по крену, что замеряется датчиком положения ручки управления по крену (6.2), и сигнал хода ручки управления по крену поступает в аналого-цифровой вычислительный блок (8), где корректируется по сигналам статического (P_СТ) и динамического (P_ДИН) давлений, замеряемых соответственно датчиками статического (11) и динамического (12) давлений, далее он поступает на вход блока управления рулевыми приводами (9), отклоняющего элероны (26) посредством рулевых приводов элеронов (24). Под действием отклонения элеронов самолет изменяет угловую скорость крена (ω_х), которая замеряется датчиком угловой скорости крена (15), замеренный сигнал поступает в ЦВ (13), где корректируется по сигналам статического (P_СТ) и динамического (P_ДИН) давлений, замеряемых соответственно датчиками статического (11) и динамического (12) давлений, и в качестве отрицательной обратной связи на сумматоре (31) суммируются с сигналом хода ручки управления по крену , тем самым останавливая избыточное отклонение элеронов. Отклонение элеронов замеряется датчиками положения элеронов (28), сигнал с которых поступает на соответствующие входы блока управления рулевыми приводами (9).

А в канале управления по курсу летчик отклоняет педали, что замеряется датчиком положения педалей (6.3), и сигнал хода педалей (X_n) поступает в аналого-цифровой вычислительный блок (8), где корректируется по сигналам статического (P_СТ) и динамического (P_ДИН) давлений, замеряемых соответственно датчиками статического (11) и динамического (12) давлений, далее он поступает на вход блока управления рулевыми приводами (9), отклоняющего руль направления (27), посредством рулевого привода руля направления (24). Под действием отклонения руля направления самолет изменяет угловую скорость рыскания (ω_у), которая замеряется датчиком угловой скорости рыскания (15), боковую перегрузку (n_Z), которая замеряется датчиком линейных ускорений (16), и угол скольжения (β), который замеряется датчиком скольжения (17), замеренные сигналы поступают в ЦВ (13), где корректируется по сигналам статического (P_СТ) и динамического (P_ДИН) давлений, замеряемых соответственно датчиками статического (11) и динамического (12) давлений, суммируются между собой и в качестве отрицательной обратной связи на сумматоре (31) суммируются с сигналом хода педалей (X_n), тем самым останавливая избыточное отклонение руля направления. Отклонение руля направления замеряется датчиками положения руля направления (28), сигнал с которых поступает на соответствующие входы блока управления рулевыми приводами (9).

Кроме того, для реализации перекрестных связей в канале управления по курсу на сумматоре (31) с сигналами управления, перечисленными выше, суммируются сигналы хода ручки управления по крену и угловой скорости крена (ω_х), поступающие из ЦВ (13), которые корректируется в нем по сигналам статического (P_CT) и динамического (P_ДИН) давлений, замеряемых соответственно датчиками статического (11) и динамического (12) давлений, и по сигналу угла атаки (α), который замеряется датчиком угла атаки (17).

В ЦВ (13) формируется контур ограничения предельных режимов (Фиг.2), для чего сигнал текущего угла атаки (α), который замеряется датчиком угла атаки (17), сравнивается с сигналом допустимого угла атаки (α_доп), реализованным в ЦВ (13), и при превышении текущим значением угла атаки его допустимого значения с учетом сигналов упреждения по производным сигналов текущего угла атаки (α), угловой скорости тангажа (ω_Z), которая замеряется датчиком угловой скорости тангажа (15), и ручки управления по тангажу , замеряемой датчиком положения ручки управления по тангажу (6.1), вступает в работу астатический контур управления, препятствующий дальнейшему нарастанию текущего значения угла атаки, посредством отклонения, через блок управления рулевых приводов (9) и рулевой привод (24), руля высоты (25) в противоположную сторону. При этом посредством алгоритма, реализованного с помощью астатического контура управления КСУ (Фиг.2), полный ход ручки управления по тангажу (механический упор) приводится в соответствие значению допустимого угла атаки.

Для реализации автоматического управления тягой двигателей в ЦВ (13) поступают сигналы положения рычагов управления соответственно правого и левого двигателей, которые замеряются датчиками положения органов управления двигателями (32), а рычаги управления правого и левого двигателя (18) механически связаны с исполнительным механизмом автомата тяги (19), который своим электрическим входом связан с соответствующим выходом ЦВ (13), который формирует сигнал управления (U_у) для исполнительного механизма автомата тяги.

Блок управления рулевыми приводами (9) также формирует сигналы управления (U_у) для гидроцилиндров управления носками крыла (21), отклоняющих носки крыла (20), и привода управления закрылками (23), отклоняющим закрылки (22). Соответствующие отклонения носков крыла и закрылков замеряются датчиками положения носков крыла (30) и закрылков (29), сигналы с которых также поступают в блок управления рулевыми приводами (9).

Таким образом, заявляемый способ управления самолетом и комплексная система управления для его реализации обеспечивают безопасность полета и надежное функционирование системы управления самолетом.

1. Способ управления самолетом, согласно которому управляющие сигналы направляют с поста управления кабин экипажа на рулевые приводы отклонения аэродинамических органов, осуществляя воздействие на параметры полета, такие как угловые скорости тангажа, крена и рыскания, углы атаки и скольжения, продольная, боковая и нормальная перегрузки, изменяя и поддерживая их в допустимых пределах, при этом обработку и формирование управляющих сигналов производят в вычислительной системе, разделенной на две функциональные части, основную и дополняющую, в основной части посредством четырехкратно резервированного аналого-цифрового вычислителя реализуют режим прямой электрической связи между постом управления и рулевыми приводами управления аэродинамическими органами, в дополняющей - посредством трехкратно резервированного цифрового вычислителя обеспечивают получение требуемых характеристик устойчивости и управляемости полетом за счет реализации в каждом из каналов системы управления обратных связей от сигналов, поступающих с датчиков параметров полета, осуществляют параллельную работу обоих вычислителей, а формирование управляющих сигналов обеспечивают за счет совместного функционирования аналого-цифровой и цифровой частей, при этом на вход аналого-цифрового вычислителя направляют управляющие сигналы с поста управления, которые корректируют по сигналам, поступающим с датчиков высотно-скоростных параметров, и суммируют с управляющими сигналами, поступающими с цифрового вычислителя, на вход цифрового вычислителя направляют сигналы с датчиков параметров полета, которые используют как обратную связь для улучшения характеристик устойчивости и управляемости полетом, при этом их корректируют по сигналам с датчиков высотно-скоростных параметров и углу атаки, скорректированные сигналы суммируют между собой и подают в аналого-цифровой вычислитель, где их суммируют с управляющими сигналами аналого-цифрового вычислителя, и суммарные управляющие сигналы направляют на вход рулевых приводов аэродинамических органов управления.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что изменение и поддержание параметров полета в допустимых пределах для получения требуемых характеристик устойчивости и управляемости полетом обеспечивают в цифровой части путем обработки управляющих сигналов в соответствии с заданными алгоритмами, при этом вычисления контролируют сравнением текущего значения с допустимым, определяя соответствие их рабочим диапазонам по датчикам угла атаки.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что все сигналы, поступающие с датчиков поста управления кабин экипажа, параметров полета и высотно-скоростных параметров на входы аналого-цифрового и цифрового вычислителей предварительно фильтруют.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что в аналого-цифровом вычислителе перед суммированием сигналов осуществляют кворумирование управляющих сигналов, поступающих с цифрового вычислителя.

5. Способ по п.1 или 4, отличающийся тем, что в аналого-цифровом вычислителе осуществляют кворумирование суммарных управляющих сигналов перед их поступлением на входы рулевых приводов аэродинамических органов управления.

6. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что коррекцию сигналов, поступающих в аналого-цифровой и цифровой вычислители, осуществляют по сигналам статического и динамического давлений датчиков высотно-скоростных параметров.

7. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что обратные связи по сигналам датчиков параметров полета в цифровом вычислителе реализуют в продольном канале управления - по угловой скорости тангажа, нормальной перегрузке и углу атаки, в поперечном канале управления - по угловой скорости крена, а в канале управления по курсу - по угловой скорости рыскания, боковой перегрузке и углу скольжения.

8. Способ по п.7, отличающийся тем, что при формировании в цифровом вычислителе обратных связей по сигналам от датчиков параметров полета сигналы по углам атаки и скольжения воспринимают от правого и левого датчиков угла атаки и соответственно от переднего и заднего датчиков угла скольжения, которые затем переводят из местных значений, замеренных датчиками, в истинные значения углов атаки и скольжения, контролируют сравнением между собой и при превышении разности более установленной пороговой величины отключают поступление сигналов от датчиков угла атаки и скольжения, замещают их сигналами соответственно от датчиков нормальной и боковой перегрузок, сформированные таким образом одноименные сигналы обратных связей суммируют между собой, причем для управления используют большее значение сигнала угла атаки из значений, замеренных правым и левым датчиками угла атаки, и сигнал угла скольжения, замеренный передним датчиком.

9. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что в вычислительной системе посредством цифрового вычислителя при превышении текущим значением угла атаки его допустимого значения, с учетом упреждения по производным от значений сигналов датчиков угла атаки, угловой скорости тангажа и значения сигнала датчика положения ручки управления по тангажу, в продольном канале обеспечивают астатическое ограничение допустимого угла атаки, в том числе на взлетно-посадочных режимах.

10. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что в вычислительной системе от сигналов с датчиков положения ручки управления по крену и по угловой скорости крена на руль направления реализуют перекрестные связи между поперечным каналом управления и каналом управления по курсу, корректируют коэффициенты их передачи по сигналам с датчиков высотно-скоростных параметров и углу атаки, в зависимости от режима полета, суммируют с сигналами датчика положения педалей и обратных связей по угловой скорости рыскания, боковой перегрузке и углу скольжения в канале управления по курсу и преобразуют в отклонение руля направления.

11. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что при взаимодействии аналого-цифрового и цифрового вычислителей реализуют режим автоматического управления тягой двигателей самолета.

12. Комплексная система управления самолетом, содержащая каналы продольного, поперечного управления и управления по курсу, пост управления в кабинах экипажа, рулевые приводы аэродинамических органов управления и расположенные в каждом канале датчики поста управления, управляемых аэродинамических органов, параметров полета и высотно-скоростных параметров, включает в себя также вычислительную систему, состоящую из двух функциональных частей, первая часть содержит основной четырехкратно резервированный аналого-цифровой вычислитель с сумматором управляющих сигналов, вторая часть содержит дополняющий трехкратно резервированный цифровой вычислитель, выполненный с возможностью реализации в каждом из каналов обратных связей от сигналов, поступающих на него с датчиков параметров полета, и имеет на выходе каждого из каналов сумматор сигналов обратных связей, при этом вход аналого-цифрового вычислителя соединен с выходами датчиков поста управления кабин экипажа и датчиков высотно-скоростных параметров, а выход через блок управления рулевыми приводами - с входами рулевых приводов отклонения аэродинамических органов, вход цифрового вычислителя соединен с выходами датчиков параметров полета и датчиков высотно-скоростных параметров, а выход - с соответствующим входом сумматора управляющих сигналов аналого-цифрового вычислителя.

13. Комплексная система управления самолетом по п.12, отличающаяся тем, что основной четырехкратно резервированный аналого-цифровой вычислитель содержит аналого-цифровой вычислительный блок, блок управления рулевыми приводами и сумматор управляющих сигналов, имеющий два входа и выход, при этом первый вход сумматора соединен с выходом аналого-цифрового вычислительного блока, второй - с выходом цифрового вычислителя, а выход сумматора - со входом блока управления рулевыми приводами.

14. Комплексная система управления самолетом по п.12, отличающаяся тем, что пост управления в кабинах экипажа содержит в каждой из кабин ручку управления самолетом и педали, а датчики постов управления включают в себя датчики положения ручки управления самолетом по тангажу и крену, расположенные соответственно в продольном и поперечном каналах, и датчик положения педалей, расположенный в канале управления по курсу.

15. Комплексная система управления самолетом по п.12, отличающаяся тем, что в каждом из каналов вход блока управления рулевыми приводами соединен с выходом сумматора управляющих сигналов, а его выход - с входами рулевых приводов аэродинамических органов управления, а также с входами гидроцилиндров управления носками крыла и привода управления закрылками.

16. Комплексная система управления самолетом по п.12 или 14, отличающаяся тем, что рулевые приводы аэродинамических органов управления состоят из приводов руля высоты, руля направления, элеронов.

17. Комплексная система управления самолетом по п.15, отличающаяся тем, что каждый из рулевых приводов аэродинамических органов управления связан с двумя независимыми гидросистемами самолета.

18. Комплексная система управления самолетом по п.12, отличающаяся тем, что основной и дополняющий вычислители содержат фильтры, установленные на входе для фильтрации сигналов, поступающих с датчиков поста управления кабин экипажа, параметров полета и высотно-скоростных параметров.

19. Комплексная система управления самолетом по п.12 или 17, отличающаяся тем, что основной аналого-цифровой вычислитель содержит в каждом из каналов кворум-элементы на входе и выходе сумматора управляющих сигналов.

20. Комплексная система управления самолетом по п.12, отличающаяся тем, что датчики параметров полета включают в себя в продольном канале управления правый и левый датчики угла атаки, датчик угловой скорости тангажа, датчик линейных ускорений, в поперечном канале управления - датчик угловой скорости крена, а в канале управления по курсу - передний и задний датчики угла скольжения, датчик угловой скорости рыскания и датчик бокового ускорения.

21. Комплексная система управления самолетом по п.12, отличающаяся тем, что вход цифрового вычислителя соединен с выходами датчиков положения органов управления двигателями для реализации автоматического управления тягой двигателей.