Система автоматического управления углом тангажа и ограничения предельных значений параметров летательного аппарата

Система автоматического управления углом тангажа и ограничения предельных значений параметров летательного аппарата содержит задатчик угла тангажа, вычислитель автопилота угла тангажа, алгебраический селектор, сервопривод руля высоты, датчик угла тангажа, задатчик максимального угла атаки, вычислитель автомата ограничения угла атаки, датчик угла атаки, задатчик максимальной нормальной перегрузки, вычислитель автомата ограничения нормальной перегрузки, датчик нормальной перегрузки. Обеспечиваются точность ограничения предельных значений параметров летательного аппарата и плавные переходные процессы при переключении каналов управления. 2 ил.

 

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

Известны САУ, обеспечивающие отработку заданного угла тангажа ЛА с помощью автопилота, воздействующего на угол отклонения руля высоты ЛА [1. Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр. 101, рис. 3.9; 2. Красовский А.А. Системы автоматического управления полетом и их аналитическое конструирование. - М.: Наука, 1973. - 560 с. Стр. 179, рис. 5.2; 3. Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987. - 240 с. Стр. 198, рис. 14.7].

Эти САУ одинаковы по своей структуре и содержат последовательно соединенные задатчик угла тангажа, вычислитель автопилота угла тангажа, сервопривод руля высоты летательного аппарата и датчик угла тангажа летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автопилота угла тангажа. За счет астатических законов управления САУ обеспечивают хорошую точность поддержания заданного значения угла тангажа.

Однако рассмотренные САУ не позволяют ограничить предельные значения параметров ЛА в процессе полета, например угол атаки и нормальную перегрузку.

Наиболее близкой по достигаемому техническому результату, выбранной в качестве прототипа, принимается САУ углом тангажа и ограничения угла атаки ЛА, содержащая последовательно соединенные задатчик угла тангажа, вычислитель автопилота угла тангажа, алгебраический селектор, сервопривод руля высоты летательного аппарата и датчик угла тангажа летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автопилота угла тангажа, последовательно соединенные задатчик максимального угла атаки и вычислитель автомата ограничения угла атаки, второй вход которого соединен с выходом датчика угла атаки летательного аппарата, а выход - со вторым входом алгебраического селектора [Патент РФ №2434785 на изобретение: МПК 8 B64C 13/18. Система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата / Петунин В.И., Абдуллина Э.Ю., Ефанов В.Н. - Зарегистр. в Государственном реестре изобретений РФ 27.11.2011. Бюл. №33].

Эта САУ обеспечивает хорошие статические и динамические характеристики канала управления углом тангажа ЛА и позволяет ограничить значение угла атаки, но не ограничивает величину нормальной перегрузки, что может привести к недопустимым силовым нагрузкам на ЛА и нарушению его прочности, а также ухудшению условий жизнедеятельности членов экипажа и комфорта пассажиров.

Как известно, одним из наиболее важных ограничений при полете ЛА является ограничение нормальной перегрузки nу. Ее значение в опорном движении не должно превышать эксплуатационного ограничения n у э , которое зависит от класса ЛА [1. Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987. - С. 240. Стр. 42; 2. Аэромеханика самолета. Динамика полета: Учебник для авиационных вузов / Под ред. А. Ф. Бочкарева и В.В. Андриевского. - М.: Машиностроение, 1985. - 360 с. Стр. 47].

Согласно работе [Егер С.М., Матвиенко A.M., Шаталов И.А. Основы авиационной техники / Под ред. И.А. Шаталова. М.: Машиностроение, 2003. 720 с. Стр. 124] у маневренных самолетов (например, перехватчиков) эксплуатационные перегрузки могут достигать 10…13; для неманевренных самолетов (пассажирских, транспортных) эксплуатационные перегрузки не превышают 2.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является повышение надежности управления ЛА и выдерживание благоприятных условий полета для экипажа и пассажиров.

Технический результат - обеспечение необходимой точности ограничения нормальной перегрузки за счет включения соответствующего автомата ограничения с помощью алгебраического селектора.

Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что в систему автоматического управления углом тангажа и ограничения предельных значений параметров летательного аппарата, содержащую последовательно соединенные задатчик угла тангажа, вычислитель автопилота угла тангажа, алгебраический селектор, сервопривод руля высоты летательного аппарата и датчик угла тангажа летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автопилота угла тангажа, последовательно соединенные задатчик максимального угла атаки и вычислитель автомата ограничения угла атаки, второй вход которого соединен с выходом датчика угла атаки летательного аппарата, а выход - со вторым входом алгебраического селектора, в отличие от прототипа дополнительно введены последовательно соединенные задатчик максимальной нормальной перегрузки и вычислитель автомата ограничения нормальной перегрузки, второй вход которого соединен с выходом датчика нормальной перегрузки летательного аппарата, а выход - с третьим входом алгебраического селектора.

Существо изобретения поясняется чертежами.

На фиг. 1 представлена структурная схема заявляемой системы автоматического управления углом тангажа и ограничения предельных значений параметров летательного аппарата.

На фиг. 2 представлены результаты моделирования переходных процессов: 2a - графики переходных процессов в САУ углом тангажа ϑ без автомата ограничения нормальной перегрузки nу; 26 - графики переходных процессов в САУ углом тангажа ϑ с автоматом ограничения нормальной перегрузки nу; L - логический сигнал, определяющий момент переключения с канала ограничения нормальной перегрузки на канал управления углом тангажа

Система автоматического управления углом тангажа и ограничения предельных значений параметров летательного аппарата, содержащая последовательно соединенные задатчик угла тангажа 1, вычислитель автопилота угла тангажа 2, алгебраический селектор 3, сервопривод руля высоты 4 летательного аппарата 5 и датчик угла тангажа 6 летательного аппарата 5, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автопилота угла тангажа 2, последовательно соединенные задатчик максимального угла атаки 7 и вычислитель автомата ограничения угла атаки 8, второй вход которого соединен с выходом датчика угла атаки 9 летательного аппарата 5, а выход - со вторым входом алгебраического селектора 3, согласно изобретению содержит последовательно соединенные задатчик максимальной нормальной перегрузки 10 и вычислитель автомата ограничения нормальной перегрузки 11, второй вход которого соединен с выходом датчика нормальной перегрузки 12 летательного аппарата 5, а выход - с третьим входом алгебраического селектора 3.

Ограничение нормальной перегрузки в приведенной системе достигается за счет введения в ее структуру автомата ограничения нормальной перегрузки с помощью алгебраического селектора.

Система автоматического управления углом тангажа и ограничения предельных значений параметров летательного аппарата работает следующим образом.

Сигнал заданного угла тангажа ϑзад с выхода задатчика угла тангажа 1 поступает на первый вход вычислителя автопилота угла тангажа 2, на второй вход которого поступает сигнал текущего значения угла тангажа ϑ с выхода датчика угла тангажа 6. На выходе вычислителя автопилота угла тангажа 2 формируется сигнал

поступающий на один из входов алгебраического селектора 3. Здесь p=d/dt - оператор дифференцирования; kϑ, k ϑ ˙ , k ϑ ¨ , k ϑ - передаточные числа автопилота.

Сигнал заданного максимального угла атаки αогр с выхода задатчика максимального угла атаки 7 поступает на первый вход вычислителя автомата ограничения угла атаки 8, на второй вход которого поступает сигнал текущего значения угла атаки α с выхода датчика угла атаки 9. На выходе вычислителя автомата ограничения угла атаки 8 формируется сигнал

поступающий на второй вход алгебраического селектора 3. Здесь kα, k α ˙ , k α ¨ - передаточные числа автомата ограничения.

Сигнал заданной максимальной нормальной перегрузки nу огр с выхода задатчика максимальной нормальной перегрузки 10 поступает на первый вход вычислителя автомата ограничения нормальной перегрузки 11, на второй вход которого поступает сигнал текущего значения нормальной перегрузки nу с выхода датчика нормальной перегрузки 12. На выходе вычислителя автомата ограничения нормальной перегрузки 11 формируется сигнал

поступающий на третий вход алгебраического селектора 3. Здесь Δnу(t)=nу(t)-1 - приращение нормальной перегрузки; k n у ; k n ˙ у ; k n ¨ у - передаточные числа автомата ограничения.

Приведенные соотношения получены на основе соответствующих законов управления, вывод которых приведен ниже.

Для построения САУ с ограничением параметров ЛА используются 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 [Петунин В.И. Синтез систем автоматического управления летательными аппаратами с автоматами ограничений предельных параметров // Изв. вузов. Приборостроение. 2010. Том 53. №10. - С. 18-24]. 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.

Так как в данном случае необходимо ограничить максимальные значения угла атаки и нормальной перегрузки, то в рассматриваемой системе необходимо использовать алгебраический селектор 3 минимального входного сигнала

U=min{U1, U2, U3}.

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

Выходной сигнал U алгебраического селектора 3 поступает на вход астатического сервопривода руля высоты 4 с передаточной функцией

изменяющего угол отклонения δв руля высоты летательного аппарата 5:

Приведем синтез системы автоматического управления углом тангажа и ограничения предельных значений параметров летательного аппарата.

Аналитический синтез передаточных чисел автопилота и автоматов 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(p) и желаемой систем Ф*(p):

Передаточная функция самолета по углу тангажа ϑ при управлении рулем высоты δв [Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр. 28]:

Закон управления астатического автопилота угла тангажа со скоростной обратной связью:

Синтез астатического автопилота угла тангажа со скоростной обратной связью подробно рассмотрен в работе [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].

Передаточная функция самолета по углу атаки α при управлении рулем высоты δв [Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр. 28]:

Закон управления автомата ограничения угла атаки:

Синтез астатического автомата ограничения угла атаки подробно рассмотрен в работе [Петунин В.И. Синтез систем автоматического управления летательными аппаратами с автоматами ограничений предельных параметров // Изв. вузов. Приборостроение. 2010. Том 53. №10. - С. 18-24].

Передаточная функция самолета по нормальной перегрузке nу при управлении рулем высоты δв может быть получена из передаточной функции по углу атаки [Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр. 97]:

где k=nвn22V/g; V - скорость полета; g - ускорение свободного падения. Закон управления автомата ограничения нормальной перегрузки:

Передаточная функция замкнутой системы по нормальной перегрузке:

Желаемая передаточная функция замкнутой системы по нормальной перегрузке:

Тогда передаточные числа автомата ограничения:

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

Итак, заявляемое изобретение позволяет, благодаря введению в САУ углом тангажа ЛА с помощью алгебраического селектора автоматов ограничения угла атаки и нормальной перегрузки, обеспечить необходимую точность ограничения предельных значений параметров летательного аппарата, а также плавные переходные процессы при переключении каналов.

Система автоматического управления углом тангажа и ограничения предельных значений параметров летательного аппарата, содержащая последовательно соединенные задатчик угла тангажа, вычислитель автопилота угла тангажа, алгебраический селектор, сервопривод руля высоты летательного аппарата и датчик угла тангажа летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автопилота угла тангажа, последовательно соединенные задатчик максимального угла атаки и вычислитель автомата ограничения угла атаки, второй вход которого соединен с выходом датчика угла атаки летательного аппарата, а выход - со вторым входом алгебраического селектора, отличающаяся тем, что дополнительно содержит последовательно соединенные задатчик максимальной нормальной перегрузки и вычислитель автомата ограничения нормальной перегрузки, второй вход которого соединен с выходом датчика нормальной перегрузки летательного аппарата, а выход - с третьим входом алгебраического селектора.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам управления летательными аппаратами. Способ управления летательным аппаратом (1) с вращающейся несущей поверхностью с высокой скоростью движения, содержащим фюзеляж (2), по меньшей мере, один несущий винт (3), по меньшей мере, один тяговый винт (4) изменяемого шага, по меньшей мере, два полукрыла (11, 11'), расположенные с одной и другой стороны фюзеляжа (2), по меньшей мере, одно горизонтальное оперение (20), оборудованное подвижной поверхностью (21, 21'), и, по меньшей мере, одну силовую установку (2), приводящую во вращение упомянутый несущий винт (3) и каждый тяговый винт (4), включает определение общей подъемной силы летательного аппарата, регулирование подъемной силы каждого полукрыла (11, 11'), воздействуя на привод закрылков (12) таким образом, чтобы подъемная сила полукрыльев была равна первой заранее определенной процентной части общей подъемной силы.

Система автоматического управления самолетом при снижении содержит навигационно-измерительный комплекс, первый и второй масштабные блоки, четыре сумматора, два нелинейных блока, интегратор, блок перемножения сигналов, перегрузочный автомат продольного управления (АПУ), руль высоты, рулевой привод.

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').

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).

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.

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам обеспечения безопасности и предупреждения летных происшествий одновинтовых вертолетов на стартовых и взлетно-посадочных режимах.

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.

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

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

Изобретение относится к системам автоматического управления углом крена летательного аппарата. .

Группа изобретений относится к способу и системе грубого управления пространственным движением самолета. Для управления пространственным движением самолета формируют сигналы задания по углу крена и рысканья, измеряют углы крена, рысканья и тангажа, формируют сигналы управления по углу крена и рысканья, при этом формируют сигналы разности между эталонными сигналами крена и рысканья и измеренными сигналами по углу крена и рысканья соответственно, полученные сигналы разности отдельно интегрируют, дифференцируют, масштабируют и суммируют первый сигнал разности с сигналом управления по углу крена, второй сигнал разности с сигналом управления по углу тангажа. Система грубого управления содержит задатчики угла крена и рысканья, два регулятора, два исполнительных устройства, датчики углов крена, рысканья и тангажа, две эталонные модели, шесть усилителей, четыре сумматора, два дифференциатора, два интегратора, соединенные определенным образом. Обеспечивается устойчивость движения при нестационарных параметрах полета и действии адаптивных помех. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Автопилот // 2619675
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям и способам управления вертолетами. Система автопилота вертолета включает в себя внутренний контур для поддержания пространственного положения для полета вертолета, включающая в себя заданный уровень резервирования, приложенный к внутреннему контуру. Внешний контур выполнен с возможностью предоставления функции навигации относительно полета вертолета, включающей в себя другой уровень резервирования, чем уровень резервирования внутреннего контура. Элемент привода прикладывает силу торможения к соединению, которое используется для стабилизации полета вертолета во время отказа при полете. Элемент привода выполнен электромеханическим и принимает сигналы электрического привода для обеспечения автоматического управления полетом вертолета без необходимости использования гидравлической вспомогательной системы в вертолете. Автопилот может управлять вертолетом в режиме с отказом гидравлической вспомогательной системы. Множество режимов полета описано с соответствующими входными сигналами датчиков, включающими в себя сигналы на основе скорости, и тремя режимами пространственного положения. Достигается возможность создания упрощенных систем автоматического управления для легких вертолетов. 11 н. и 40 з.п. ф-лы, 11 ил.

Система автоматического управления самолетом при наборе и стабилизации заданной высоты полета содержит датчики заданной и текущей скорости самолета, семь сумматоров, шесть масштабных блоков, интегратор, рулевой привод, руль высоты, датчик продольной перегрузки, датчик нормальной перегрузки, датчик угла атаки, датчик вертикальной скорости самолета, датчики заданной и текущей высоты полета, блок вычисления тригонометрической функции, два блока перемножения сигналов, два блока формирования сигнала заданной перегрузки, блок ограничения сигнала по величине, блок логики, коммутатор, блок формирования сигнала отработки заданной перегрузки, два фильтра, дополнительный блок ограничения сигнала по величине, соединенные определенным образом. Обеспечивается повышение точности, быстродействия, надежности и безопасности пилотирования. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к системам автопилота (варианты) и автопилоту для использования с вертолетом. Система автопилота для управления полетом вертолета содержит ручку циклического управления, процессорное устройство, приводное устройство, устройство ввода данных на ручке циклического управления. Система автопилота содержит сенсорное устройство, процессорное устройство, генерирующее управляющие сигналы для приводов, автопилотный дисплей. Система автопилота содержит процессорное устройство с возможностью выбора нескольких режимов полета. Автопилот для использования с вертолетом содержит систему несущего винта с циклическим управлением, сенсорное устройство, формирующее набор выходных данных датчиков, характеризующих полет вертолета, приводное устройство, управляющее устройство. Обеспечивается возможность для пилота выбора режима полета из набора указанных режимов, а также управление вертолетом только одной рукой с ручки управления. 5 н. и 23 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к способу вывода самолета в точку начала посадки. Для вывода самолета в точку начала посадки измеряют текущие координаты самолета, предварительно строят участок маршрута в виде прямой линии заданного пути, являющейся касательной к дуге предпосадочного разворота самолета для выхода на ось взлетно-посадочной полосы в точке начала посадки с курсом в направлении ее центра, доопределяют маршрут из пункта возврата дугой предварительного разворота заданного радиуса для выхода по касательной к ней прямой линией заданного пути, строят четыре возможных маршрута комбинаций право- и левостороннего предварительного и предпосадочного разворота, рассчитывают длину их пути, осуществляют полет по маршруту с минимальной длиной пути до точки начала посадки. Обеспечивается сокращение времени вывода самолета в точку начала посадки. 2 ил.

Группа изобретений относится к системе и способу автоматического пилотирования, способам разработки и обслуживания системы автоматического пилотирования летательного аппарата (ЛА). Система содержит модуль сбора сигналов ЛА, интерфейсный модуль, модуль обработки выходных сигналов, общее ядро программного обеспечения и инструмент его параметризации, средства загрузки и хранения базы данных (БД). Для автоматического пилотирования производят сбор сигналов ЛА, обрабатывают выходные сигналы, производят вычисления, параметризуемые при помощи БД двоичных параметров. Для разработки системы автоматического пилотирования определяют область конфигурации эксплуатационных потребностей системы автоматического пилотирования, осуществляют программирование и сертификацию общих программных механизмов. Для обслуживания системы автоматического пилотирования осуществляют идентификацию подключившегося пользователя, загрузку БД двоичных параметров, параметризацию общего ядра программного обеспечения с сохранением данных на борту ЛА. Обеспечивается возможность адаптации разрешенной к изменениям части системы автоматического пилотирования к изменениям эксплуатационных потребностей ЛА. 4 н. и 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к способу маневрирования высокоскоростного беспилотного летательного аппарата (ВБЛА) в зоне действия противоракетной и противовоздушной обороны. Для осуществления способа задают траекторию обязательного маневрирования в виде последовательности отдельных участков, соответствующих определенной длительности, определенному расстоянию и направлению ухода ВБЛА от поражения, вычисленному определенным образом. Обеспечивается труднопрогнозируемость и малоуязвимость траекторий ВБЛА в зоне их возможного поражения средствами противоракетной и противовоздушной обороны. 1 ил.

Изобретение относится к способу маневрирования высокоскоростного беспилотного летательного аппарата (ВБЛА) в зоне возможного действия средств противоракетной и противовоздушной обороны. Для осуществления способа задают траекторию обязательного маневрирования ВБЛА, состоящую из последовательности отдельных маневров с определенной длительностью, выбирают стохастически в определенных пространственных границах плоскости векторов отдельных маневров, рассчитанных определенным образом, при этом параметры вектора ускорения очередного маневра ограничивают конструктивными особенностями ВБЛА. Обеспечивается труднопрогнозируемость и малоуязвимость траекторий ВБЛА в зоне их возможного поражения. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям систем управления летательным аппаратом. Гидромеханическая система управления содержит гидроусилители, расположенные с трех сторон от автомата перекоса, рулевые исполнительные механизмы с тягами, механическую проводку управления, состоящую из тяг и качалок. Рулевые исполнительные механизмы установлены параллельно механической проводке управления, выполненной с применением гибких тяг. При действующем ручном управлении система улучшения устойчивости через рулевые механизмы управляет положением опор гибких тяг. Достигается возможность компактно разместить рулевые исполнительные механизмы в системе управления, исключая отдачу его перемещений на ручку управления. 3 ил.

Группа изобретений относится к способу и устройству определения потребности для системы автоматического пилотирования (АП) летательного аппарата. Для осуществления способа вводят поведенческие параметры АП , проверяют соответствие вводимых параметров языку предметной области, генерируют файлы определения потребности, сохраняют генерированные файлы определения потребности. Устройство определения потребности содержит модуль ввода поведенческих параметров, модуль проверки, модуль генерирования, модуль хранения. Обеспечивается полнота и точность определения потребности для разработки системы АП. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Система автоматического управления углом тангажа и ограничения предельных значений параметров летательного аппарата содержит задатчик угла тангажа, вычислитель автопилота угла тангажа, алгебраический селектор, сервопривод руля высоты, датчик угла тангажа, задатчик максимального угла атаки, вычислитель автомата ограничения угла атаки, датчик угла атаки, задатчик максимальной нормальной перегрузки, вычислитель автомата ограничения нормальной перегрузки, датчик нормальной перегрузки. Обеспечиваются точность ограничения предельных значений параметров летательного аппарата и плавные переходные процессы при переключении каналов управления. 2 ил.

Наверх