Автоматическая система управления скоростью для воздушного судна

Изобретение относится к системам автоматического управления. Воздушное судно, способ и система управления полетом для воздушного судна принимают выбранное значение первого параметра, которым является либо воздушная скорость, либо инерциальная скорость воздушного судна. Первичный контур обратной связи вырабатывает первичный сигнал ошибки, который пропорционален разности между выбранным значением и измеренным значением первого параметра. Вторичный контур обратной связи вырабатывает вторичный сигнал ошибки, который пропорционален разности между выбранным значением первого параметра и измеренным значением второго параметра полета, которым является оставшийся параметр: либо воздушная скорость, либо инерциальная скорость. Первичный и вторичный сигналы ошибки суммируются для получения сигнала ошибки скорости, и этот сигнал ошибки скорости и интегрированное значение первичного сигнала ошибки суммируются для получения сигнала управления силовым приводом. Затем сигнал управления исполнительным органом используется для приведения в действие устройств воздушного судна для управления первым параметром, чтобы свести к минимуму первичный сигнал ошибки. Достигается сведение к минимуму нежелательных ускорений, воздействующих на пассажиров воздушного судна. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 24 ил.

 

Область техники

Настоящее изобретение в целом относится к области систем управления полетом для воздушного судна, более конкретно к системе автоматического регулирования скорости воздушного судна.

Уровень техники

Многие современные воздушные суда имеют системы управления полетом для поддержания выбранных параметров полета точно или близкими к выбранным значениям. Эти параметры могут включать высоту полета, курс, положение в пространстве и/или воздушную скорость, а система управления поддерживает каждый параметр благодаря функционированию систем управления полетом воздушного судна. Например, высота может управляться путем использования поверхностей управления полетом, таких как рули высоты, или путем использования дросселя для управления воздушной скоростью воздушного судна. Эти системы управления полетом обычно являются замкнутыми системами регулирования с обратной связью, позволяющими входному сигналу из системы управления реагировать на изменения значения управляемого параметра.

Типичные замкнутые системы регулирования управляют скоростью воздушного судна, используя либо воздушную скорость, либо инерциальную скорость. Воздушная скорость определяется как скорость продвижения вперед воздушного судна относительно воздушных масс, в которых летит воздушное судно, тогда как инерциальная скорость определяется как скорость продвижения вперед воздушного судна по отношению к поверхности земли, над которой летит воздушное судно. Система управления полетом сравнивает заданную скорость (воздушную скорость или инерциальную скорость) с измеренной скоростью, и разность между заданной скоростью и измеренной скоростью считают ошибкой скорости. Когда ошибка скорости не равна нулю, система управления вводит корректировочную команду одной или большему числу систем воздушного судна, таких как дроссели для воздушного судна с неизменяемой геометрией крыла или угол наклона лопасти винта в вертолете, с целью увеличения или уменьшения измеренной скорости для того, чтобы добиться нулевой ошибки скорости. Обычно корректировочная команда пропорциональна ошибке скорости.

Схематический вид известной системы управления воздушной скоростью показан на фиг.1. Система 11 содержит устройство 13 введения команды для отправления команд к силовым приводам 15 воздушного судна, а воздушная скорость воздушного судна измеряется датчиком 17 в контуре 19 обратной связи. Команда воздушной скорости из устройства 13 и значение, противоположное измеренному выходному значению воздушной скорости от датчика 17, суммируются в узле 21, производящем сигнал ошибки воздушной скорости, который отправляется к силовым приводам 15. Система 11 управляет работой силовых приводов 15 для понижения этого сигнала ошибки воздушной скорости до нуля.

При отсутствии ветра типичные замкнутые системы с обратной связью довольно хорошо функционируют для управления воздушной скоростью. Однако воздушное судно, летящее в окружающей среде, представляющей турбулентный воздух, будет переходить из воздушных масс, движущихся в одном направлении, в воздушные массы, двигающиеся в другом направлении. Эффекты от этой турбулентности будут вызывать положительные и отрицательные продольные ускоряющие силы на воздушное судно. Эти ускорения изменяют воздушную скорость и инерциальную скорость воздушного судна, что создает ошибку скорости, которую пытается устранить система управления. В воздушном судне с неизменяемой геометрией крыла система управления будет выдавать команду изменения положения дросселя, что изменяет мощность двигателя и производит дополнительные ускорения. В вертолетах или других винтокрылых воздушных судах, таких как конвертопланы, система управления может подавать команду изменения положения дросселя, положения гондолы двигателя и/или входных сигналов наклона лопастей, что также может быть причиной изменения положения наклона воздушного судна. Изменения мощности двигателя и положения наклона передаются в салон воздушного судна, производя нежелательные воздействия ускорения и движения на пассажиров.

Пример проиллюстрирует воздействия турбулентного воздуха на функционирование системы управления полетом, такой как система 11, которая выдает команду поддерживать выбранную воздушную скорость. Фиг.2А-2Е представляют собой диаграммы зависимости входного сигнала и отклика от времени для продолжительного встречного порыва ветра при использовании системы предшествующего уровня техники, показанной на фиг.1, а на фиг.3А-3Е показаны аналогичные диаграммы, показывающие входной сигнал и отклик для кратковременного встречного порыва ветра.

В воздушном судне, летящем сквозь воздушные массы, которые не имеют скорости (неподвижный воздух), система управления измеряет малую ошибку скорости или не фиксирует ее вовсе, при этом ускорения, вызванные пренебрежимо малыми изменениями во входном сигнале дросселя, не ощущаются пассажирами. Тем не менее, когда воздушное судно встречается с воздушными массами, которые движутся в противоположном направлении по отношению к воздушному судну, датчик воздушной скорости будет регистрировать увеличенную воздушную скорость. Например, на диаграмме 2А показаны результаты продолжительного встречного порыва ветра скоростью 9,1 м/с, встреченного в момент времени 5 с на линии времени, который линейно возрастает до его максимального значения за время приблизительно 1 с. Порыв приводит к тому, что измеренная воздушная скорость, показанная на фиг.2В, возрастает от заданной воздушной скорости 370 км/ч (200 узлов) до приблизительно 383 км/ч (207 узлов) в момент времени около 7,5 с. Это также является причиной уменьшения наземной скорости, как показано на фиг.2С. В ответ на увеличившуюся воздушную скорость система 11 управления выдает команду изменения положения дросселя для понижения мощности двигателя для того, чтобы достигнуть первоначальной воздушной скорости. Положение дросселя в зависимости от времени показано на фиг.2D, причем это положение уменьшается от приблизительно 36 градусов непосредственно перед встречей с порывом ветра до приблизительно 12 градусов после него в момент времени 8 с, понижая мощность двигателя. Воздушное судно, соответственно, замедляется до даже более низкой наземной скорости, достигая общего уменьшения наземной скорости на 55,6 км/ч (30 узлов) в момент времени около 14 с.

После достижения максимального значения в 383 км/ч (207 узлов) воздушная скорость начинает уменьшаться вследствие понижения мощности двигателя и падает ниже 370 км/ч (200 узлов) в момент времени около 11 с. В то же самое время положение дросселя возрастает для увеличения мощности двигателя для достижения и сохранения заданной воздушной скорости, но система 11 управления приводит к тому, что положение дросселя переходит за требуемое значение и оно не стабилизируется до момента времени приблизительно 35 с. В дополнение к продольным скоростям оказывается воздействие на вертикальную скорость воздушного судна, как показано на фиг.2Е, с максимальным значением +2,44 м/с (8 фут/с) и минимальным значением -2,74 м/с (9 фут/с).

Когда воздушное судно возвращается в неподвижные воздушные массы (нулевая скорость ветра), измеренная воздушная скорость будет меньше, чем заданная воздушная скорость. Тогда система управления выдает команду изменения положения дросселя для увеличения мощности двигателя, приводя ускорение воздушного судна назад к исходной воздушной скорости и исходной наземной скорости.

Аналогичные эффекты происходят в случае кратковременных встречных порывов ветра. На фиг.3В-3Е показаны результаты встречного порыва ветра со скоростью 9,1 м/с (30 фут/с), который встречается на промежуток времени в 5 с, как показано на фиг.3А. Как показано на фиг.3В, порыв ветра вызывает увеличение измеренной воздушной скорости до 389 км/ч (210 узлов) в момент времени около 7 с, в то время как наземная скорость уменьшается, как показано на фиг.3С. В ответ на увеличившуюся воздушную скорость система 11 управления выдает команду изменения положения дросселя для понижения мощности двигателя для того, чтобы достичь исходной воздушной скорости. Положение дросселя в зависимости от времени показано на фиг.3D, и это положение уменьшается от приблизительно 36 градусов непосредственно перед встречей с порывом ветра, до приблизительно 22 градусов после него в момент времени около 7 с, понижая мощность двигателя. Воздушное судно, соответственно, замедляется до даже более низкой наземной скорости, достигая общего уменьшения наземной скорости на 42,6 км/ч (23 узла) в момент времени около 11 с.

После достижения максимума в 389 км/ч (210 узлов) воздушная скорость начинает уменьшаться вследствие понижения мощности двигателя, и воздушная скорость падает ниже 370 км/ч (200 узлов) в момент времени около 9,5 с. В то же самое время положение дросселя возрастает для увеличения мощности двигателя для достижения и поддержания заданной воздушной скорости, но система 11 управления вызывает переход положения дросселя за требуемое значение, и это положения дросселя не стабилизируется до момента времени приблизительно 35 с. Продольное ускорение показано в виде диаграммы на фиг.3Е с исходным максимальным значением замедления 2,4 м/с² (8 фут/с²) и последующим максимальным ускорением 2,1 м/с² (7 фут/с²).

Сочетание положительных и отрицательных ускорений вследствие поведения системы 11 приводит к нежелательным воздействиям на пассажиров воздушного судна. Исходное замедление, вызванное продолжительным или кратковременным порывом ветра, ухудшается за счет ускорений, возникающих вследствие большого недохода положения дросселя до требуемого значения регулирования или перехода через него.

Сущность изобретения

Существует потребность в автоматической системе управления для регулирования воздушной скорости воздушного судна, которая сводит к минимуму нежелательные ускорения, воздействующие на пассажиров воздушного судна.

Вследствие этого цель настоящего изобретения состоит в создании автоматической системы управления для регулирования воздушной скорости воздушного судна, которая сводит к минимуму нежелательные ускорения, воздействующие на пассажиров воздушного судна.

Система управления полетом для воздушного судна принимает выбранное значение первого параметра, который представляет собой либо воздушную скорость, либо инерциальную скорость воздушного судна. Первичный контур обратной связи вырабатывает первичный сигнал ошибки, который пропорционален разности между выбранным значением и измеренным значением первого параметра. Вторичный контур обратной связи вырабатывает вторичный сигнал ошибки, который пропорционален разности между выбранным значением первого параметра и измеренным значением второго параметра полета, который является либо воздушной скоростью, либо инерциальной скоростью, но отличен от первого параметра. Первичный и вторичный сигналы ошибки суммируются для производства сигнала ошибки скорости, и сигнал ошибки скорости и интегрированное значение первичного сигнала ошибки суммируются для производства сигнала управления силовым приводом. Затем сигнал управления силовым приводом используется для рабочих устройств воздушного судна для управления первым параметром, чтобы свести к минимуму первичный сигнал ошибки.

Настоящее изобретение обеспечивает получение нескольких преимуществ, среди которых:

1) понижение нежелательного продольного ускорения, вызванного автоматическими откликами на встречные порывы ветра и турбулентность воздуха;

2) понижение автоматических изменений мощности двигателя, вызванных как ответ на турбулентность воздуха;

3) увеличение устойчивости системы управления полетом, понижая тем самым переход за требуемое значение регулирования и недоход до него, вызванные турбулентностью и заданными изменениями;

4) улучшение эффективности воздушного судна за счет понижения ускорений, вызванных турбулентностью воздуха.

Краткое описание чертежей

Для более полного понимания настоящего изобретения, включая его характерные особенности и преимущества, обратимся к подробному описанию изобретения, взятому в сочетании с сопровождающими его чертежами, на которых одинаковые части обозначены одинаковыми номерами позиций, и где

на фиг.1 показан схематический вид компонентов системы управления полетом предшествующего уровня техники;

на фиг.2А-2Е показаны диаграммы зависимости входа и отклика от времени для продолжительного встречного порыва ветра при использовании системы предшествующего уровня техники, изображенной на фиг.1;

на фиг.3А-3Е показаны диаграммы зависимости входа и отклика от времени для кратковременного встречного порыва ветра при использовании системы предшествующего уровня техники, изображенной на фиг.1;

на фиг.4 показан схематический вид компонентов предпочтительного варианта выполнения системы управления полетом в соответствии с настоящим изобретением;

на фиг.5А-5Е показаны диаграммы зависимости входа и отклика от времени для продолжительного встречного порыва ветра при использовании системы, изображенной на фиг.4;

на фиг.6А-6Е показаны диаграммы зависимости входа и отклика от времени для кратковременного встречного порыва ветра при использовании системы, изображенной на фиг.4;

на фиг.7 показан вид в перспективе воздушного судна, содержащего систему управления полетом, показанную на фиг.4;

на фиг.8 показан альтернативный вариант выполнения системы управления полетом в соответствии с настоящим изобретением.

Описание предпочтительного варианта выполнения

Настоящее изобретение направлено на систему управления воздушной скоростью, выполненную для автоматического регулирования воздушной скорости воздушного судна и понижения продольных ускорений вследствие турбулентности воздуха, встреченной в течение полета. Когда обнаружен порыв ветра, имеющий продольную составляющую, система в соответствии с изобретением использует комбинацию сигнала воздушной скорости и сигнала инерциальной скорости (продольной составляющей наземной скорости) в качестве сигнала обратной связи скорости для системы управления. При неподвижном воздухе установившаяся воздушная скорость и инерциальная скорость являются одной и той же величиной.

Обращаясь к чертежам, отметим, что на фиг.4 показан схематический вид предпочтительного варианта выполнения системы управления в соответствии с изобретением, в котором выбранная воздушная скорость задается оператором или пилотом. Система 23 представляет собой замкнутую систему регулирования с обратной связью, которая использует одновременно воздушную скорость и инерциальную скорость (наземную скорость) для определения адекватной реакции дросселя на изменения воздушной скорости. В показанной системе выбранный сигнал воздушной скорости является выходным сигналом из командного устройства 25, которое может быть расположенным на борту стыковочным средством, используемым пилотом или системой управления, такой как автопилот. В качестве альтернативы командное устройство 25 может стыковаться с приемником, который принимает команды, передаваемые из местоположения, удаленного от воздушного судна, например с беспилотного или дистанционно пилотируемого транспортного средства. Сигнал управления воздушной скорости суммируется в узле 27 с выходным сигналом из контура 29 обратной связи воздушной скорости, который является первичным контуром обратной связи. Датчик 31 воздушной скорости передает данные в контур 29 обратной связи воздушной скорости для получения сигнала, представляющего собой измеренную воздушную скорость воздушного судна, и значение, противоположное измеренной воздушной скорости, суммируется с заданной воздушной скоростью в узле 27 для вычисления сигнала ошибки воздушной скорости. Аналогично контур 33 обратной связи инерциальной скорости, или наземной скорости, обеспечивает сигнал, представляющий значение инерциальной скорости, измеренной датчиком 35 инерциальной скорости, передающим данные в контур 33 обратной связи. В этом варианте выполнения контур 33 обратной связи инерциальной скорости является вторичным контуром обратной связи. Значение, противоположное инерциальной скорости, измеренной датчиком 35, суммируется с заданной воздушной скоростью в узле 37 для вычисления ошибки инерциальной скорости.

Ошибку воздушной скорости, вычисленную в узле 27, используют в двух последующих вычислениях. Ошибку инерциальной скорости (вычисленную в узле 37) суммируют с положительной величиной ошибки воздушной скорости в узле 39 для вычисления ошибки скорости. Интегральное значение ошибки скорости вычисляют с использованием интегратора 41 и положительное значение этого интегрального значения суммируют с положительным значением ошибки скорости в узле 43. Выходной сигнал из узла 43 представляет собой сигнал управления силовым приводом, используемый силовыми приводами или другими устройствами, представленными на чертеже прямоугольником 45, для регулирования воздушной скорости воздушного судна таким образом, чтобы свести к минимуму воздушную скорость.

Путем использования комбинации сигнала воздушной скорости и сигнала инерциальной скорости в качестве сигнала обратной связи скорости динамическая комбинация этих двух сигналов будет понижать амплитуду изменений, выданных в качестве команды системой 23, вызванных турбулентностью воздуха, когда используется только датчик 31 воздушной скорости. Датчики 31, 35 показывают ошибки скорости в противоположных направлениях, но так как пропорциональная ошибка скорости рассчитывается из комбинации этих двух сигналов, то нежелательное ускорение значительно меньше вследствие эффекта взаимной компенсации этих двух сигналов. Тем не менее, низкочастотная, или стационарная, ошибка скорости, используемая для интегрального значения ошибки скорости, определяется только датчиком 31 воздушной скорости, так что стационарная воздушная скорость не испытывает влияния со стороны сигнала инерциальной скорости. Улучшенный отклик можно увидеть на фиг.5А-5Е и на фиг.6А-6Е, на которых показаны диаграммы входного сигнала и улучшенного отклика для встречных порывов ветра той же самой скорости и длительности, как те, которые были показаны для системы 11 существующего уровня техники соответственно на фиг.2А-2Е и на фиг.3А-3Е.

Например, на диаграмме на фиг.5А показано, что продолжительный встречный порыв ветра скоростью 9,1 м/с (30 фут/с) встречается в момент времени 5 с на линии времени и быстро возрастает по линейному закону до его максимального значения приблизительно за 1 с. Порыв ветра приводит к тому, что измеренная воздушная скорость, показанная на фиг.5В, возрастает от заданной воздушной скорости в 370 км/ч (200 узлов) до приблизительно 383 км/ч (207 узлов) в момент времени около 7,5 с. На фиг.5С показано, что наземная скорость также уменьшается, как и ожидалось. В ответ на увеличившуюся воздушную скорость система 23 управления выдает команду изменения силовому приводу или другому устройству для того, чтобы оказать воздействие на воздушную скорость. В этом примере положение дросселя используется для того, чтобы управлять мощностью двигателя, причем положение дросселя сначала понижается для того, чтобы достигнуть исходной воздушной скорости. Тем не менее, положение дросселя, как это показано на фиг.5Р, уменьшается от приблизительно 36 градусов непосредственно перед встречей с порывом ветра до около 30 градусов после порыва ветра в момент времени приблизительно 7 с. Положение дросселя затем равномерно возрастает вплоть до приблизительно 62 градусов, в то время как воздушная скорость и наземная скорость равномерно стабилизируются при новых значениях. Система стабилизируется приблизительно за 15 с от начала порыва ветра. Как показано на диаграмме на фиг.5Е, также осуществляется понижение вертикальных ускорений и движений.

При сравнении с откликами системы 11 предшествующего уровня техники следует обратить внимание на то, что диаграммы на фиг.5В-5D не имеют недохода до требуемых значений регулирования и перехода через них, обнаруживаемых в системе предшествующего уровня техники. Когда система мягко стабилизируется до новых значений без этих колебаний, комфорт поездки пассажира увеличивается.

Те же самые улучшения также видны в откликах для кратковременного порыва ветра, что видно на фиг.6А-6Е. Встречный порыв ветра со скоростью 9,1 м/с (30 фут/с) встречается в момент времени 5 с и длится в течение 5 с. На фиг.6В показано, что измеренная воздушная скорость достигает максимума в 210 узлов (389 км/ч) в момент времени 7 с и не доходит до требуемого значения регулирования при значении около 194 узлов (359 км/ч) в момент времени около 12 с. Наземная скорость, показанная на фиг.6С, имеет максимальное уменьшение приблизительно на 27,8 км/ч (15 узлов) в момент времени приблизительно 10 с, но наземная скорость восстанавливается после порыва ветра без перехода через требуемое значение регулирования. Со ссылкой на фиг.6D отметим, что положение дросселя изменяется от первоначальной установки в 36 градусов до приблизительно 26 градусов в ответ на порыв ветра, а затем увеличивается до значения, близкого к 60 градусов, для увеличения воздушной скорости после того, как закончился порыв ветра. Положение дросселя затем стабилизируется в обратном направлении к значению приблизительно в 36 градусов без недохода до требуемого значения регулирования. Отклик системы стабилизируется в момент времени приблизительно 15 с от начала порыва ветра.

Сравнивая отклик системы в соответствии с настоящим изобретением с откликами, показанными на фиг.3В-3Е для системы предшествующего уровня техники, необходимо отметить, что предложенная система понижает максимальные отклонения от условий, существовавших до порыва ветра, без недохода до требуемого значения регулирования и перехода через него, наблюдавшихся в откликах системы предшествующего уровня техники. Кроме того, система стабилизируется скорее, чем система предшествующего уровня техники, при этом продольные ускорения, показанные на диаграмме на фиг.6Е, длятся более короткое время. Все это способствует улучшению комфорта поездки пассажиров воздушного судна.

Устройства на воздушном судне, используемые для управления воздушной скоростью, могут быть различных типов в зависимости от типа воздушного судна. Например, на фиг.7 показан конвертоплан 47 с системой управления воздушной скоростью в соответствии с настоящим изобретением, имеющий два поворотных винта 49 с многочисленными лопастями 51, при этом каждый винт 49 вращается с крутящим моментом, обеспечиваемым двигателем, расположенным в соответствующей гондоле 53. Каждая гондола 53 прикреплена с возможностью поворота к наружному краю крыла 55 воздушного судна 47, что позволяет каждой гондоле поворачиваться между горизонтальным положением, как показано на чертеже, и вертикальным положением. Каждый двигатель имеет средства (не показаны) для контроля выходной мощности и/или скорости двигателя, и эти средства в данном документе в своей совокупности обозначаются как «дроссель».

В то время как показан конвертоплан, следует понимать, что предложенная система 23 управления воздушной скоростью может применяться для всех типов воздушных судов, включая воздушные суда с неизменяемой геометрией крыла и вертолеты. Кроме того, хотя двигатели воздушного судна 47 являются турбинными двигателями, предложенная система 23 также может применяться для других типов двигателей воздушных судов, включая поршневые двигатели. Также несмотря на то что дроссели в основном используются для управления выходной мощностью двигателей на воздушном судне 47, система 23 управления может быть использована для управления другими устройствами для регулирования величины или направления тяги, производимой винтами 49. Например, система 23 управления может быть использована для управления угловым положением гондол 53 или наклона лопастей 51. В других типах воздушных судов система 23 управления может быть использована для управления воздушной скоростью путем использования устройств, задающих направление тяги, таких как те, которые используются для направления выхлопа турбины.

На фиг.8 показан схематический вид альтернативного варианта выполнения предложенной системы 23 управления. Система 57 управления выполнена для поддержания заданной инерциальной скорости, или наземной скорости, а не для поддержания заданной воздушной скорости, как система 23 на фиг.4, показанная выше.

Система 57 является замкнутой системой регулирования с обратной связью, которая использует как воздушную скорость, так и инерциальную скорость (наземную скорость) для определения соответствующего отклика дросселя на изменения инерциальной скорости. В показанной системе выбранный сигнал инерциальной скорости является выходным сигналом из командного устройства 59, которое может быть расположенным на борту стыковочным устройством, используемым пилотом или системой управления, такой как система автопилота. В качестве альтернативы командное устройство 59 может быть соединено с приемником, который принимает команды, передаваемые из местоположения, удаленного от воздушного судна. Заданный сигнал управления инерциальной скорости суммируют в узле 61 с выходным сигналом из контура 63 обратной связи инерциальной скорости, который в этом варианте выполнения является первичным контуром обратной связи. Датчик 65 инерциальной скорости обменивается данными с контуром 63 обратной связи инерциальной скорости для получения сигнала, отображающего измеренную инерциальную скорость воздушного судна, при этом значение, противоположное измеренной инерциальной скорости, суммируют с заданной инерциальной скоростью в узле 61 для вычисления сигнала ошибки инерциальной скорости. Аналогично контур 67 обратной связи воздушной скорости, который в этом варианте выполнения является вторичным контуром обратной связи, выдает сигнал, представляющий собой значение воздушной скорости, измеренной датчиком 69 воздушной скорости, который обменивается данными с контуром 67 обратной связи. Значение, противоположное воздушной скорости, измеренной датчиком 69, суммируют с заданной инерциальной скоростью в узле 71 для вычисления ошибки воздушной скорости.

Ошибку инерциальной скорости, вычисленную в узле 61, используют в двух последующих вычислениях. Ошибку воздушной скорости (вычисленную в узле 71) суммируют с положительным значением ошибки инерциальной скорости в узле 73 для вычисления ошибки скорости. Интегральное значение ошибки инерциальной скорости вычисляют с использованием интегратора 75, и положительное значение этого интегрального значения суммируют с положительным значением ошибки скорости в узле 77. Выходной сигнал из узла 77 представляет собой сигнал управления силовым приводом, используемый силовыми приводами или другими устройствами, представленными на чертеже прямоугольником 79, для регулирования воздушной скорости воздушного судна так, что ошибка инерциальной скорости сводится к минимуму.

Комбинация сигнала воздушной скорости и сигнала инерциальной скорости в качестве сигнала обратной связи скорости понижает амплитуду изменений, заданных системой 57, вызванных турбулентностью воздуха. Когда встречается порыв ветра, датчики 65, 69 определяют изменения скорости в противоположных направлениях. Пропорциональную ошибку скорости вычисляют с использованием этих двух сигналов, так что нежелательная мощность или резкий подъем тяги значительно меньше вследствие эффекта взаимной компенсации. Тем не менее, низкочастотную, или стационарную, ошибку инерциальной скорости, используемую для интегрального значения ошибки скорости, определяют только датчиком инерциальной скорости, так что на установившуюся скорость не влияет сигнал воздушной скорости.

Например, воздушное судно, использующее систему управления инерциальной скоростью, может встретить поток воздуха, который движется в противоположном направлении по отношению к направлению движения воздушного судна. Когда это происходит, датчик инерциальной скорости определит уменьшение инерциальной скорости вследствие увеличенного аэродинамического сопротивления. Система управления инерциальной скоростью выдает команду для поддержания постоянной инерциальной скорости, и система будет управлять устройствами на воздушном судне так, чтобы достигнуть и поддерживать первоначальную инерциальную скорость.

Настоящее изобретение обеспечивает несколько преимуществ, среди которых

1) понижение нежелательного продольного ускорения, вызванного автоматическими откликами на встречные порывы ветра и турбулентность воздуха;

2) понижение автоматических изменений мощности двигателя, вызванных откликом на турбулентность воздуха;

3) увеличение устойчивости системы управления полетом и, как следствие, снижение переходов за требуемое значение регулирования и недохода до него, вызванные турбулентностью и заданными изменениями;

4) улучшение эффективности воздушного судна за счет понижения ускорений, вызванных турбулентностью воздуха.

В то время как предложенное изобретение описано со ссылкой на иллюстративные варианты выполнения, это описание не предназначено для истолкования его в ограничивающем смысле. Различные модификации и комбинации иллюстративных вариантов выполнения, а также другие варианты выполнения изобретения будут очевидны специалистам в данной области техники при обращении к этому описанию.

1. Система управления полетом воздушного судна, содержащая средства приема входного сигнала, представляющего собой выбранное значение первого параметра, который является либо воздушной скоростью воздушного судна, либо инерциальной скоростью воздушного судна, первичный контур обратной связи, предназначенный для генерации первичного сигнала ошибки, который пропорционален разности между выбранным значением первого параметра и измеренной величиной первого параметра, вторичный контур обратной связи, предназначенный для генерации вторичного сигнала ошибки, который пропорционален разности между выбранным значением первого параметра и измеренным значением второго параметра полета, который является либо воздушной скоростью воздушного судна, либо инерциальной скоростью воздушного судна, но отличным от первого параметра, при этом в указанной системе первичный сигнал ошибки и вторичный сигнал ошибки суммируются для производства сигнала ошибки скорости, сигнал ошибки скорости и интегрированное значение первичного сигнала ошибки суммируются для производства сигнала управления силовым приводом и сигнал управления силовым приводом используется для приведения в действие рабочих устройств воздушного судна для управления первым параметром воздушного судна так, чтобы свести к минимуму первичный сигнал ошибки.

2. Система управления по п.1, в которой средства приема входного сигнала выполнены с возможностью приема входного сигнала, сгенерированного непосредственно на борту воздушного судна.

3. Система управления по п.1, в которой средства приема входного сигнала выполнены с возможностью приема входного сигнала, сгенерированного дистанционно по отношению к воздушному судну.

4. Система управления по п.1, в которой первый параметр представляет собой воздушную скорость воздушного судна, а второй параметр представляет собой инерциальную скорость воздушного судна.

5. Система управления по п.1, в которой первый параметр представляет собой инерциальную скорость воздушного судна, а второй параметр представляет собой воздушную скорость воздушного судна.

6. Система управления по п.1, в которой сигнал управления силовым приводом выполнен для использования рабочими устройствами, выбранными из группы, состоящей из дросселей, средств управления системой винтов, а также средств управления положением гондолы.

7. Воздушное судно, содержащее силовые устройства для движения воздушного судна, по меньшей мере одно устройство, предназначенное для регулирования выхода тяги силовых устройств, систему управления полетом, содержащую средства приема входного сигнала, представляющего собой выбранное значение первого параметра, который является либо воздушной скоростью воздушного судна, либо инерциальной скоростью воздушного судна, первичный контур обратной связи, предназначенный для генерации первичного сигнала ошибки, который пропорционален разности между выбранным значением первого параметра и измеренной величиной первого параметра, вторичный контур обратной связи, предназначенный для генерации вторичного сигнала ошибки, который пропорционален разности между выбранным значением первого параметра и измеренным значением второго параметра полета, причем второй параметр является либо воздушной скоростью воздушного судна, либо инерциальной скоростью воздушного судна, но отличным от первого параметра, при этом первичный сигнал ошибки и вторичный сигнал ошибки суммируются для производства сигнала ошибки скорости, сигнал ошибки скорости и интегрированное значение первичного сигнала ошибки суммируются для производства сигнала управления силовым приводом и сигнал управления силовым приводом используется для приведения в действие рабочих устройств воздушного судна для управления первым параметром воздушного судна так, чтобы свести к минимуму первичный сигнал ошибки.

8. Воздушное судно по п.7, в котором указанное по меньшей мере одно устройство содержит по меньшей мере один дроссель.

9. Воздушное судно по п.7, в котором указанное по меньшей мере одно устройство содержит по меньшей мере один силовой привод для задания направления тяги.

10. Воздушное судно по п.7, в котором средства приема входного сигнала выполнены с возможностью приема входного сигнала, сгенерированного непосредственно на борту воздушного судна.

11. Воздушное судно по п.7, в котором средства для приема входного сигнала выполнены с возможностью приема входного сигнала, сгенерированного дистанционно по отношению к воздушному судну.

12. Воздушное судно по п.7, в котором первым параметром является воздушная скорость воздушного судна, а вторым параметром является инерциальная скорость воздушного судна.

13. Воздушное судно по п.7, в котором первым параметром является инерциальная скорость воздушного судна, а вторым параметром является воздушная скорость воздушного судна.

14. Способ автоматического регулирования полета воздушного судна, включающий а) введение сигнала, представляющего собой выбранное значение первого параметра, который является либо воздушной скоростью воздушного судна, либо инерциальной скоростью воздушного судна, б) генерацию первичного сигнала ошибки путем вычисления разности между выбранным значением первого параметра и измеренным значением первого параметра, в) генерацию вторичного сигнала ошибки путем вычисления разности между выбранным значением первого параметра и измеренным значением второго параметра, причем второй параметр является либо воздушной скоростью воздушного судна, либо инерциальной скоростью воздушного судна, но отличным от первого параметра, г) генерацию сигнала ошибки скорости путем суммирования первичного сигнала ошибки и вторичного сигнала ошибки, д) генерацию сигнала управления силовым приводом путем суммирования сигнала ошибки скорости и интегрированного значения первичного сигнала ошибки и затем е) приведение в действие устройств воздушного судна для управления первым параметром воздушного судна так, чтобы свести к минимуму первичный сигнал ошибки.

15. Способ по п.14, в котором первый параметр представляет собой воздушную скорость воздушного судна, а второй параметр представляет собой инерциальную скорость воздушного судна.

16. Способ по п.14, в котором первый параметр представляет собой инерциальную скорость воздушного судна, а второй параметр представляет собой воздушную скорость воздушного судна.