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



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

 


Владельцы патента RU 2430858:

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" (RU)

Изобретение относится к системам автоматического управления углом крена летательного аппарата. Система автоматического управления углом крена и ограничения угловой скорости крена летательного аппарата содержит последовательно соединенные задатчик угла крена и вычислитель автопилота угла крена, сервопривод, выходной сигнал которого определяет угол отклонения элеронов летательного аппарата, датчик угла крена летательного аппарата, последовательно соединенные задатчик максимальной угловой скорости крена, вычислитель автомата ограничения угловой скорости крена и алгебраический селектор максимального сигнала. Выход датчика угла крена летательного аппарата подключен к второму входу вычислителя автопилота угла крена. Выход датчика угловой скорости крена летательного аппарата подключен к третьему входу вычислителя автопилота угла крена. Выход селектора максимального сигнала подключен к входу сервопривода. Второй вход вычислителя автомата ограничения угловой скорости крена соединен с выходом датчика угловой скорости крена. Выход вычислителя автопилота угла крена подключен к второму входу алгебраического селектора максимального сигнала. Обеспечивается повышение точности ограничения угловой скорости крена. 2 ил.

 

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

Известны САУ, обеспечивающие отработку заданного угла крена ЛА с помощью автопилота, воздействующего на угол отклонения элеронов ЛА [1. Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр.116, рис.3.22; 2. Красовский А.А. Системы автоматического управления полетом и их аналитическое конструирование. - М.: Наука, 1973. - 560 с. Стр.184, рис.5.5; 3. Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987. - с.240. Стр.212, рис.15.2].

Наиболее близкой по достигаемому техническому результату, выбранной в качестве прототипа, принимается САУ углом крена ЛА, реализующая астатический закон управления со скоростной обратной связью, содержащая последовательно соединенные задатчик угла крена и вычислитель автопилота угла крена, сервопривод, выходной сигнал которого определяет угол отклонения элеронов летательного аппарата, датчик угла крена летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автопилота угла крена, датчик угловой скорости крена летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к третьему входу вычислителя автопилота угла крена [Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М. Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр.116, рис.3.22].

Эта САУ обеспечивает хорошие статические и динамические характеристики канала управления углом крена ЛА, но не позволяет ограничить значение угловой скорости крена, что может привести к недопустимым перегрузкам при вращении ЛА относительно продольной оси.

Кроме того, как известно, интенсивное вращение по крену (ωx≠0) приводит за счет аэроинерционного взаимодействия продольного и бокового движения к уменьшению степени устойчивости самолета на малых и умеренных углах атаки. При достаточно больших так называемых критических угловых скоростях крена ωхкр устойчивость теряется и развивается движение с резким изменением углов атаки и скольжения, большой амплитудой перегрузки, действующей на самолет, и нарастанием самой угловой скорости ωx. Эта форма движения называется аэроинерционным вращением и характерна для скоростных самолетов. Для предотвращения выхода на аэроинерционное самовращение в полете ограничивают допустимые угловые скорости ωхд. [Аэромеханика самолета: Динамика полета / Под ред. А.Ф.Бочкарева и В.В.Андриевского. - М.: Машиностроение, 1985. - 360 с. Стр.343-344.].

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является обеспечение необходимой точности ограничения угловой скорости крена за счет включения в САУ углом крена ЛА автомата ограничения с помощью алгебраического селектора максимального сигнала.

Поставленная задача достигается тем, что в систему автоматического управления углом крена и ограничения угловой скорости крена летательного аппарата, содержащую последовательно соединенные задатчик угла крена и вычислитель автопилота угла крена, сервопривод, выходной сигнал которого определяет угол отклонения элеронов летательного аппарата, датчик угла крена летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автопилота угла крена, датчик угловой скорости крена летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к третьему входу вычислителя автопилота угла крена, в отличие от прототипа дополнительно введены последовательно соединенные задатчик максимальной угловой скорости крена, вычислитель автомата ограничения угловой скорости крена и алгебраический селектор максимального сигнала, выход которого подключен к входу сервопривода, а второй вход вычислителя автомата ограничения угловой скорости крена соединен с выходом датчика угловой скорости крена, выход вычислителя автопилота угла крена подключен к второму входу алгебраического селектора максимального сигнала.

Сущность изобретения поясняется чертежами.

На фиг.1 представлена структурная схема заявляемой системы автоматического управления углом крена и ограничения угловой скорости крена летательного аппарата.

На фиг.2 представлены результаты моделирования переходных процессов: 2a - графики переходных процессов в САУ углом крена γ без автомата ограничения угловой скорости крена ωx, 2б - графики переходных процессов в САУ углом крена γ с автоматом ограничения угловой скорости крена ωx.

Система автоматического управления углом крена и ограничения угловой скорости крена летательного аппарата, содержащая последовательно соединенные задатчик угла крена 1 и вычислитель автопилота угла крена 2, сервопривод 3, выходной сигнал которого определяет угол отклонения элеронов летательного аппарата 4, датчик угла крена 5 летательного аппарата 4, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автопилота угла крена 2, датчик угловой скорости крена 6 летательного аппарата 4, имеющий выход, подключенный к третьему входу вычислителя автопилота угла крена 2, согласно изобретению содержит последовательно соединенные задатчик максимальной угловой скорости крена 7, вычислитель автомата ограничения угловой скорости крена 8 и алгебраический селектор максимального сигнала 9, выход которого подключен к входу сервопривода 3, а второй вход вычислителя автомата ограничения угловой скорости крена 8 соединен с выходом датчика угловой скорости крена 6, выход вычислителя автопилота угла крена 2 подключен к второму входу алгебраического селектора максимального сигнала 9.

Ограничение угловой скорости крена в приведенной системе достигается за счет введения в ее структуру автомата ограничения угловой скорости крена и алгебраического селектора максимального сигнала.

Система автоматического управления углом крена и ограничения угловой скорости крена летательного аппарата работает следующим образом.

Сигнал заданного угла крена γзад с выхода задатчика угла крена 1 поступает на первый вход вычислителя автопилота угла крена 2, на второй вход которого поступает сигнал текущего значения угла крена γ с выхода датчика угла крена 5, а на третий вход - сигнал текущего значения угловой скорости крена ωx=pγ с выхода датчика угловой скорости крена 6. На выходе вычислителя автопилота угла крена 2 формируется сигнал

,

поступающий на один из входов алгебраического селектора максимального сигнала 9.

Сигнал заданной максимальной угловой скорости крена ωхогр с выхода задатчика максимальной угловой скорости крена 7 поступает на первый вход вычислителя автомата ограничения угловой скорости крена 8, на второй вход которого поступает сигнал текущего значения угловой скорости крена ωx с выхода датчика угловой скорости крена 6. На выходе вычислителя автомата ограничения угловой скорости крена 8 формируется сигнал

,

поступающий на другой из двух входов алгебраического селектора максимального сигнала 9.

Для построения САУ с ограничением параметров ЛА можно использовать логические устройства, реализующие алгоритмы алгебраического селектирования каналов. Обычно применяется принцип селектирования, согласно которому регулируется параметр многомерного объекта управления, наиболее приблизившийся к величине, определяемой программой управления [Интегральные системы автоматического управления силовыми установками самолетов / Под ред. А.А.Шевякова. - М.: Машиностроение, 1983. - 283 с. Стр. 110-111]. Такое селектирование реализуется с помощью алгебраических селекторов.

Для того чтобы регулируемые параметры не превысили максимальных допустимых значений (ограничение сверху), селектор должен пропустить на управление сигнал, соответствующий получению минимальной величины управляющего сигнала. Такое селектирование называют селектированием по минимуму, а селектор - селектором минимальных сигналов управления.

Если же ограничивают минимальные значения параметров (ограничение снизу), то предпочтение отдается регулятору параметра, для поддержания которого требуется наибольший управляющий сигнал, т.е. осуществляется селектирование по максимуму. В этом случае используют селектор максимальных сигналов управления.

Такая классификация алгебраических селекторов справедлива, если коэффициент передачи объекта управления больше нуля. Если коэффициент передачи объекта управления меньше нуля, логика алгебраического селектора должна быть противоположной. Как известно, в уравнения и передаточные функции ЛА по углу крена и угловой скорости крена входит знак минус при изменении угла отклонения элеронов δэ [1. Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр.115; 2. Красовский А.А. Системы автоматического управления полетом и их аналитическое конструирование. - М.: Наука, 1973 г. - 560 с. Стр.50]. Поэтому в рассматриваемой системе должен использоваться алгебраический селектор максимального сигнала 9.

Относительно разности входных сигналов ε=U1-U2 выражение, описывающее работу алгебраического селектора двух величин, преобразуется с использованием операции выделения модуля следующим образом:

где µ = 1 для селектора максимального сигнала; µ = -1 для селектора минимального сигнала.

Селекторы вводятся в САУ для плавного переключения каналов управления и обеспечивают во всех условиях работы управляющее воздействие только одного из нескольких каналов управления, включаемых в работу в зависимости от режима работы объекта управления. При этом каждый из каналов управления работает автономно и его параметры обычно выбираются без учета взаимодействия с другими каналами. Это позволяет сохранить статическую точность и запасы устойчивости, свойственные отдельным каналам управления.

Следовательно, алгебраический селектор обеспечивает плавное переключение с одного канала на другой, например с автопилота на автомат ограничения и обратно на автопилот.

Выходной сигнал U алгебраического селектора максимального сигнала 9 поступает на вход астатического сервопривода 3 с передаточной функцией

,

изменяющего угол отклонения элеронов δэ летательного аппарата 4

δэ=Wсп(p)U

Приведем синтез системы автоматического управления углом крена и ограничения угловой скорости крена летательного аппарата.

Аналитический синтез передаточных чисел автопилота и автомата ограничения с учетом заданного качества САУ удобно производить с помощью метода стандартных переходных характеристик [Петунин В.И. Синтез законов управления канала тангажа автопилота // Вестник УГАТУ, серия «Управление, вычислительная техника и информатика». 2007. Том 9, №2 (20). С.25-31]. При этом должно выполняться равенство передаточных функций исходной Ф(р) и желаемой систем Ф*(р):

Ф(р)=Ф*(р)

Передаточная функция самолета по углу крена γ при управлении элеронами δэ [Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр.115]:

Закон управления астатического автопилота угла крена со скоростной обратной связью

,

где kγ; , - передаточные числа автопилота.

Передаточная функция замкнутой системы по углу крена

.

Желаемая передаточная функция замкнутой системы по углу крена

Тогда передаточные числа автопилота

Передаточная функция самолета по угловой скорости крена ωx при управлении элеронами δэ

Закон управления автомата ограничения угловой скорости крена

,

где kω; - передаточные числа автомата ограничения.

Передаточная функция замкнутой системы по угловой скорости крена

Желаемая передаточная функция замкнутой системы по угловой скорости крена

Тогда передаточные числа автомата ограничения

kω2/nэ;

Результаты синтеза подтверждаются результатами моделирования переходных процессов в заявляемой системе автоматического управления углом крена и ограничения угловой скорости крена летательного аппарата, представленными на фиг.2, где задающие воздействия каналов: γзад=1; ωхогр= 0,5. Переходные процессы 2а, полученные в САУ углом крена без автомата ограничения угловой скорости крена, являются неудовлетворительными, так как имеют заброс по угловой скорости крена. Переходные процессы 2б, полученные в САУ углом крена с автоматом ограничения угловой скорости крена являются удовлетворительными, поскольку показывают необходимую точность ограничения ω≤ωхогр= 0,5 и хорошее качество управления на режимах переключения каналов системы.

Итак, заявляемое изобретение позволяет благодаря введению в структуру САУ углом крена ЛА автомата ограничения угловой скорости крена с помощью алгебраического селектора максимального сигнала обеспечить необходимую точность ограничения угловой скорости крена и плавные переходные процессы при переключении каналов.

Система автоматического управления углом крена и ограничения угловой скорости крена летательного аппарата, содержащая последовательно соединенные задатчик угла крена и вычислитель автопилота угла крена, сервопривод, выходной сигнал которого определяет угол отклонения элеронов летательного аппарата, датчик угла крена летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автопилота угла крена, датчик угловой скорости крена летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к третьему входу вычислителя автопилота угла крена, отличающаяся тем, что дополнительно содержит последовательно соединенные задатчик максимальной угловой скорости крена, вычислитель автомата ограничения угловой скорости крена и алгебраический селектор максимального сигнала, выход которого подключен к входу сервопривода, а второй вход вычислителя автомата ограничения угловой скорости крена соединен с выходом датчика угловой скорости крена, выход вычислителя автопилота угла крена подключен к второму входу алгебраического селектора максимального сигнала.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к технике управления движением судов и может быть использовано, в частности, для обеспечения режимов плавания судов класса «река-море» в специфических условиях внутренних водных путей и прибрежных районов морей при управлении курсом и скоростью хода при прохождении узкостей и фарватеров с использованием вертикальных рулей (ВР) и пропульсивного комплекса (ПК), ограниченного навигационного комплекса в составе лага, указателей скорости поворота судна и приемоиндикаторов для определения местоположения судна.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах автоматического управления непилотируемого судна под водой и на дне водоема при прохождении маршрутов исследования.

Изобретение относится к управлению движением разгонного блока (РБ) при его выведении на орбиту. .

Изобретение относится к способу и системе управления системой сельхозмашин. .

Изобретение относится к области производства подводных работ с использованием буксируемых подводных аппаратов, преимущественно оснащенных гидроакустической измерительной аппаратурой.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение при проведении измерений, при фотосъемке и в ряде других областей для фиксации взаимного углового положения объектов в определенные моменты времени, например фотокамеры и объекта съемки, в случаях, когда стабилизировать взаимное угловое смещение объектов механическими средствами невозможно или нецелесообразно.

Изобретение относится к построению дозвуковых летательных аппаратов, преимущественно беспилотных, к средствам управления летательными аппаратами, и служит для повышения их безопасности и надежности.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в бортовых системах управления летательными аппаратами. .

Изобретение относится к авиационному приборостроению и может быть использовано в бортовом оборудовании летательных аппаратов (ЛА). .

Изобретение относится к автоматизированному контролю и управлению горными машинами в условиях добывающих предприятий. .

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

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

Изобретение относится к способам автоматического управления полетом самолета. .

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. .

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

Изобретение относится к способам автоматического управления полетом высокоманевренного самолета. .

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.

Изобретение относится к области автоматического управления пространственным маневрированием самолета. .

Изобретение относится к области управления пространственным маневрированием самолета. .

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