Способ автоматического управления боковым движением высокоманевренного самолета

Авторы патента:

Воробьев Александр Владимирович (RU)

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

Владельцы патента RU 2383467:

Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") (RU)

Изобретение относится к способам автоматического управления полетом самолета. Способ заключается в том, что в качестве параметра, связанного с воздействием летчика, используют перемещение ручки управления. В каналах крена и рысканья формируют сигналы управления, пропорциональные перемещению ручки управления, формируют демпфирующие изодромированные сигналы угловых скоростей крена и рысканья, величины которых при их малых значениях приравнивают нулю. Сформированные сигналы суммируют, полученные суммарные сигналы динамически ограничивают посредством интегрирующих звеньев соответствующих префильтров каналов крена и рысканья. Используют данные сигналы в качестве сигналов обратной связи, которые поступают на входы интегрирующих звеньев в том случае, если абсолютные величины этих сигналов превышают величины ограничения. Дополнительно суммируют эти сигналы с соответствующими демпфирующими изодромированными сигналами угловых скоростей крена и рысканья, которые ранее приравнивались нулю. Сформированные сигналы управления подают на входы соответствующих приводов и под их воздействием отклоняют элероны и руль направления. Технический результат заключается в обеспечении требуемых характеристик управляемости во всем диапазоне перемещения ручки управления. 1 ил.

Заявляемое изобретение относится к способам автоматического управления полетом самолета, в частности к способам автоматического управления боковым движением высокоманевренного самолета.

Известны способы автоматического управления боковым движением самолета. Подобные способы описаны, в частности, в патентах RU 2096263, B64C 13/18, публ. 1997.11.20; RU 2272747, B64C 13/18, публ. 2006.03.27; в а.с. SU 749030, B64C 13/18, публ. 2004.10.27; в книге Михалева А.И. и др. Системы автоматического управления самолетом. М., Машиностроение, 1987, с.174.

К недостаткам известных способов автоматического управления боковым движением высокоманевренного самолета следует отнести тот факт, что при больших управляющих воздействиях от ручки управления управляющие сигналы системы выводят привод на предельные значения, и характеристики управляемости высокоманевренного самолета становятся неприемлемыми. Это связано с тем, что при известных способах управления происходит «размыкание» контура управления по сигналам обратных связей, и фактически характеристики управляемости будут соответствовать самолету без системы управления боковым движением.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому является способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, представленный в книге Михалева А.И. и др. Системы автоматического управления самолетом. М., Машиностроение, 1987, с.174.

Однако данному способу управления боковым движением маневренного самолета присущи недостатки, описанные выше, не позволяющие обеспечить требуемые характеристики управляемости боковым движением маневренного самолета.

Целью изобретения является обеспечение требуемых характеристик управляемости во всем диапазоне перемещения ручки управления.

Поставленная цель достигается за счет того, что согласно предлагаемому способу автоматического управления боковым движением высокоманевренного самолета, при котором в качестве параметра, связанного с воздействием летчика, используют перемещение ручки управления, в каналах крена и рысканья формируют сигналы управления, пропорциональные перемещению ручки управления, с использованием префильтров, а также формируют демпфирующие изодромированные сигналы угловых скоростей крена и рысканья, величины которых при их малых значениях приравнивают нулю, сформированные сигналы суммируют, полученные суммарные сигналы динамически ограничивают посредством интегрирующих звеньев соответствующих префильтров каналов крена и рысканья, для чего используют данные сигналы в качестве сигналов обратной связи, которые поступают на входы интегрирующих звеньев в том случае, если абсолютные величины этих сигналов превышают величины ограничения, и дополнительно суммируют эти сигналы с соответствующими демпфирующими изодромированными сигналами угловых скоростей крена и рысканья, которые ранее приравнивались нулю, сформированные сигналы управления подают на входы соответствующих приводов и под их воздействием отклоняют элероны и руль направления.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена блок-схема системы, реализующей заявляемый способ управления боковым движением высокоманевренным самолетом.

Система содержит датчик 1 угловой скорости крена, первый изодромный фильтр 2, первый ограничитель 3, первое звено 4 с зоной нечувствительности, первый сумматор 5, привод 6 элеронов, элероны 7, датчик 8 положения ручки управления, первый префильтр 9, третий сумматор 10, первое звено 11 с зоной нечувствительности и ограничением, второй префильтр 12, датчик 13 угловой скорости рысканья, второй изодромный фильтр 14, второй ограничитель 15, второе звено 16 с зоной нечувствительности, четвертый сумматор 17, второе звено 18 с зоной нечувствительности и ограничением, второй сумматор 19, привод 20 руля направления и руль 21 направления.

При воздействии летчика на ручку управления на выходе датчика 8 положения ручки формируется сигнал х_р, поступающий на вход первого 9 и второго 12 префильтров, представляющих собой устройства, состоящие из последовательно соединенных сумматора, усилительного звена, ограничителя и интегрирующего звена, охваченных отрицательной обратной связью. Сигнал с выхода первого префильтра 9 через третий 10 и первый 5 сумматоры поступает на вход привода 6 элеронов и отклоняет элероны 7. Сигнал с выхода второго префильтра 12 через четвертый 17 и второй 19 сумматоры поступает на вход привода 20 руля направления и отклоняет руль 21 направления. При отклонении органов бокового управления (элеронов, руля направления) изменяются параметры движения самолета, которые измеряются датчиком 1 угловой скорости крена и датчиком 13 угловой скорости рысканья. Сигнал w_x датчика 1 угловой скорости крена подают на вход первого изодромного фильтра 2, сигнал с выхода которого через первый ограничитель 3 подают на второй вход сумматора 5 и через первое звено 4 с зоной нечувствительности - на второй вход сумматора 10. Сигнал с выхода сумматора 10 подают на первый вход сумматора 5 и через первое звено 11 с зоной нечувствительности и ограничением - на вход интегрирующего звена первого префильтра 9.

Таким образом, при сигнале на выходе сумматора 10, большем по абсолютной величине, чем величина зоны нечувствительности первого звена 11 с зоной нечувствительности и ограничением, на вход интегрирующего звена префильтра 9 поступает сигнал, по которому на выходе интегрирующего звена выставляют начальные условия, динамически ограничивающие сигнал сумматора 10, причем величину ограничения сигнала выбирают такой, чтобы сумма сигналов с ограничителя 3 и с сумматора 10 не превышала величины, соответствующей предельному отклонению привода 6 элеронов. В результате на входе привода 6 элеронов всегда присутствует демпфирующий изодромированный сигнал угловой скорости крена, и не происходит «размыкания» системы по демпфирующему сигналу.

Аналогичным образом формируют сигнал управления в канале руля направления. Сигнал ω_у с выхода датчика 13 угловой скорости рысканья подают на вход второго изодромного фильтра 14, сигнал с выхода которого через ограничитель 15 подают на второй вход сумматора 19 и через второе звено 16 с зоной нечувствительности - на второй вход сумматора 17. Сигнал с выхода сумматора 17 подают на первый вход сумматора 19 и через второе нелинейное звено 18 с зоной нечувствительности и ограничением - на вход интегрирующего звена второго префильтра 12.

Таким образом, при сигнале на выходе сумматора 17, большем по абсолютной величине, чем величина зоны нечувствительности звена 18 с зоной нечувствительности и ограничением, на вход интегрирующего звена префильтра 12 поступает сигнал, по которому на выходе интегрирующего звена выставляют начальные условия, динамически ограничивающие сигнал сумматора 17, причем величину ограничения сигнала выбирают такой, чтобы сумма сигналов с ограничителя 15 и с сумматора 17 не превышала величины, соответствующей предельному отклонению привода 20 руля направления. В результате на входе привода 20 руля направления всегда присутствует демпфирующий изодромированный сигнал угловой скорости рысканья, и не происходит «размыкания» системы по демпфирующему сигналу.

Для реализации заявляемого способа автоматического управления боковым движением высокоманевренного самолета не требуется специального оборудования. В системе могут быть использованы стандартные датчики угловых скоростей и боковой перегрузки, выпускаемые промышленностью. Функции вычислителей могут быть реализованы с помощью БЦВМ.

Как показали результаты моделирования САУ-451-05 СМТ-И для самолета МИГ-29 СМТ-И, при использовании данного способа автоматического управления боковым движением обеспечиваются требуемые характеристики устойчивости и управляемости во всем диапазоне перемещения ручки управления. В особенности положительный эффект следует отметить при пилотировании самолета на предельных углах атаки.

Таким образом, предлагаемый способ реализуем и применим, в частности, для высокоманевренных самолетов типа МИГ-29 СМТ-И.

В настоящее время принято решение о проведении испытаний данного способа управления на летающей лаборатории МИГ-29 СМТ-И.

Способ автоматического управления боковым движением высокоманевренного самолета, при котором в качестве параметра, связанного с воздействием летчика, используют перемещение ручки управления, отличающийся тем, что в каналах крена и рысканья формируют сигналы управления, пропорциональные перемещению ручки управления, с использованием префильтров, а также формируют демпфирующие изодромированные сигналы угловых скоростей крена и рысканья, величины которых при их малых значениях приравнивают нулю, сформированные сигналы суммируют, полученные суммарные сигналы динамически ограничивают посредством интегрирующих звеньев соответствующих префильтров каналов крена и рысканья, для чего используют данные сигналы в качестве сигналов обратной связи, которые поступают на входы интегрирующих звеньев в том случае, если абсолютные величины этих сигналов превышают величины ограничения, и дополнительно суммируют эти сигналы с соответствующими демпфирующими изодромированными сигналами угловых скоростей крена и рысканья, которые ранее приравнивались нулю, сформированные сигналы управления подают на входы соответствующих приводов и под их воздействием отклоняют элероны и руль направления.

Изобретение относится к системам автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, использующего в продольном канале статический автомат продольного управления.

Автопилот // 2374131

Изобретение относится к авиационным управляемым ракетам с дифференциальным управлением рулями. .

Способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета // 2373111

Изобретение относится к способам автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, использующего в продольном канале статический автомат продольного управления.

Способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета // 2372250

Изобретение относится к способам автоматического управления полетом высокоманевренного самолета. .

Система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета // 2340510

Изобретение относится к технике автоматического управления пространственным маневрированием самолета, в частности к системам управления самолетом, предусматривающим при отказе информационной системы переключение с основного контура управления на резервный контур управления.

Способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета // 2339540

Изобретение относится к области автоматического управления пространственным маневрированием самолета. .

Система автоматического управления креном высокоманевренного самолета // 2326788

Изобретение относится к области управления пространственным маневрированием самолета. .

Система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета // 2325305

Изобретение относится к области автоматического управления пространственным маневрированием самолета, в частности к системам управления самолетом, реализующим режим выведения самолета в горизонтальный полет.

Способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета // 2325304

Изобретение относится к области автоматического управления пространственным маневрированием самолета, в частности к управлению самолетом в режиме выведения в горизонтальный полет.

Автопилот для симметричной зенитной управляемой ракеты // 2302358

Изобретение относится к управлению летательными аппаратами, в частности к автопилотам зенитных управляемых ракет (ЗУР), и может быть использовано в ЗУР, имеющих симметричную аэродинамическую компоновку.

Система поддержки принятия решений экипажа воздушного судна по предотвращению особых ситуаций // 2386569

Изобретение относится к авиационному бортовому оборудованию и предназначено для установки на гражданские летательные аппараты

Способ пилотирования летательного аппарата в фазе захода на посадку // 2389647

Изобретение относится к способу пилотирования летательного аппарата в фазе приземления на посадочную полосу

Система автоматического управления углом крена и ограничения угловой скорости крена летательного аппарата // 2430858

Изобретение относится к системам автоматического управления углом крена летательного аппарата

Система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата // 2434785

Изобретение относится к области систем автоматического управления (САУ) углом тангажа летательного аппарата (ЛА)

Система управления углом тангажа летательного аппарата // 2461041

Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления летательными аппаратами (ЛА)

Способ формирования сигнала управления системой стабилизации беспилотного летательного аппарата // 2487052

Изобретение относится к технике управления полетом беспилотного летательного аппарата в условиях появления не предсказуемых факторов возмущения полетом, способных привести к изменению траектории и, как следствие, к промахам в поражении цели

Стартовая система предупреждения критических режимов одновинтового вертолета // 2497718

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам обеспечения безопасности и предупреждения летных происшествий одновинтовых вертолетов на стартовых и взлетно-посадочных режимах. Система состоит из каналов: измерения; формирования эксплуатационных ограничений; индикации; сигнализации. Канал измерения включает аэрометрический канал определения величины, направления и составляющих вектора скорости ветра, спутниковый канал позиционирования и канал определения пространственного углового положения вертолета. Канал формирования эксплуатационных ограничений включает каналы определения допустимых значений углов крена и тангажа, скорости и направления ветра, продольной и боковой составляющих вектора скорости ветра на стоянке, на стартовых и взлетно-посадочных режимах, а каналы индикации и сигнализации включают соответственно каналы отображения текущих и допустимых значений критических параметров эксплуатационных ограничений на стартовых и взлетно-посадочных режимах. Повышается уровень безопасности на стоянке, при рулении и маневрировании по земной поверхности, на взлете и на посадке, на режимах снижения и висения. 1 ил.

Система автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата // 2503585

Изобретение относится к системам автоматического управления (САУ) летательными аппаратами. Система состоит из последовательно соединенных: задатчика угла курса, первого элемента сравнения, вычислителя заданного угла крена, второго элемента сравнения, последовательно соединенных: вычислителя автопилота угла крена, сервопривода элеронов. Датчик угла курса летательного аппарата имеет выход, подключенный ко второму входу первого элемента сравнения, датчик угла крена летательного аппарата имеет выход, подключенный ко второму входу второго элемента сравнения и ко второму входу вычислителя автопилота угла крена. Система содержит последовательно соединенные: задатчик максимальной перегрузки, третий элемент сравнения, вычислитель автомата ограничения перегрузки и алгебраический селектор минимального сигнала, выход которого подключен ко входу вычислителя автопилота угла крена, выход второго элемента сравнения подключен ко второму входу алгебраического селектора минимального сигнала, выход датчика угла крена подключен ко второму входу вычислителя автомата ограничения перегрузки, датчик нормальной перегрузки летательного аппарата имеет выход, подключенный ко второму входу третьего элемента сравнения. Повышается точность ограничения нормальной перегрузки и плавность переходных процессов в САУ. 2 ил.

Способ захода самолета на посадку в аварийных условиях (варианты) // 2509684

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами и обеспечивает заход самолета на посадку в аварийных ситуациях, связанных с отказом как штатных бортовых автоматических радиокомпасов (АРК), так и наземных средств привода самолетов дальних приводных радиомаяков (ДПРМ) в точку начала снижения (ТНС). Способ захода самолета на посадку состоит в том, что для вывода самолета в ТНС используются станция предупреждения о радиолокационном облучении (СПО) самолета и два источника радиоизлучения (ИРИ), работающие на разнесенных частотах, перекрываемых частотным диапазоном СПО и размещаемых на ДПРМ и ближних приводных радиомаяках (БПРМ) для обозначения продольной оси взлетно-посадочной полосы (ВПП). Причем частоты ИРИ заранее заносятся в банк данных СПО самолета и их разнос должен составлять 500-1000 МГц. В зависимости от взаимного положения самолета и двух наземных ИРИ возможны три варианта реализации способа захода на посадку. Предлагаемые способы захода самолета на посадку обеспечивают вывод самолета в точку начала снижения при отказах его бортовых средств радиосвязи и автоматических радиокомпасов или выходе из строя штатного радиотехнического оборудования аэродромов и могут использоваться как резервный способ захода на посадку самолетов, оснащенных СПО. Повышается безопасность полетов. 3 н.п. ф-лы, 3 ил.

Способ автоматического пилотирования летательного аппарата с несущим винтом, содержащего, по меньшей мере, один толкающий винт, устройство автоматического пилотирования и летательный аппарат // 2513189

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам автоматического управления полетом. Устройство (10) автоматического пилотирования летательного аппарата (1) с несущим винтом, содержащего, по меньшей мере, один толкающий винт (2), при этом упомянутый несущий винт содержит, по меньшей мере, один винт (3), оборудованный множеством лопастей (3'), содержит блок (15) обработки, взаимодействующий, по меньшей мере, с общей цепью (7) управления общим шагом упомянутых лопастей (3'). Устройство (10) содержит средство (20) запуска режима автоматизированного пилотирования с выдерживанием угла атаки, соединенное с блоком (15) обработки. Блок (15) обработки автоматически управляет общим шагом лопастей (3'), когда режим автоматизированного пилотирования с выдерживанием угла атаки включен, контролируя упомянутую общую цепь управления для поддержания аэродинамического угла атаки (α) летательного аппарата в значении опорного угла атаки (α*). Достигается снижение до минимума аэродинамического лобового сопротивления летательного аппарата. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 5 ил.