Способ управления вертолетом

Изобретение относится к способу управления вертолетом. Для управления вертолетом подают управляющие сигналы, соответствующие отклонениям автомата перекоса по циклическому шагу и общему шагу, значения амплитуд управляющих сигналов преобразуют в соответствии с определенными зависимостями, после чего на основании полученных значений формируют управляющие сигналы, подаваемые на привод каждого активного закрылка. Обеспечивается увеличение эффективности управления несущим винтом вертолета. 2 ил.

 

Изобретение относится к области авиастроения, в частности к системам управления винтокрылыми летательными аппаратами, и может быть использовано на всех типах вертолетов.

Известны автоматические системы для снижения уровня вибраций и шума вертолета, для которых в настоящее время в литературе существует целый ряд названий: системы управления несущим винтом по высоким гармоникам, системы индивидуального управления лопастями, более общее название: системы активного управления несущим винтом.

Принцип действия этих систем основан на применении различных устройств, способных изменять с достаточно высокой частотой угол установки лопасти, или крутку лопасти, или аэродинамические свойства лопасти путем применения различных устройств, расположенных на лопасти: управляемых закрылков, интерцепторов (закрылков типа Герни), устройств местного увеличения хорды и т.п.

В частности, управляемые (активные) закрылки, установленные на лопастях несущего винта, как описано, например, в патенте US 2010/0178167 А1, могут приводиться в действие различными актуаторами, например пьезоэлектрическими (патенты US 5224826 и US 6135713), электромеханическими (статья 0401, AHS 69th Annual Forum, May 21-23, 2013), пневматическими (патент US 8647059 В1) или гидравлическими (патент US 6200096 В1).

Известны также системы (J. Shen, I. Chopra, "Actuation requirements for a swashplateless Helicopter control system with trailing-edge flaps", 43rd AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference, 22-25 April 2002, Denver, AIAA 2002-1444; J. Shen, M. Yang, I. Chopra, "Swashplateless helicopter rotor system with active trailing-edge flaps for primary and vibration controls", 45th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics & Materials Conference, 19-22 April 2004, Palm Springs, California AIAA 2004-1951; L. Yang, W. Chao, "Active control for performance enhancement of electrically controlled rotor", Chinese Journal of Aeronautics, (2015), 28(5): 1494-1502), в которых активные закрылки используются для управления вертолетом без автомата перекоса. В таких системах на активный закрылок подается сигнал на частоте первой гармоники, т.е. на частоте Ω. оборотов несущего винта. В результате закрылок изменяет свой угол установки точно так же, как автомат перекоса изменяет циклический и общий шаг лопастей. Необходимо только, чтобы фаза сигнала по первой гармонике соответствовала бы фазе, с которой это выполняется с помощью автомата перекоса. Эта фаза называется углом опережения управления (ψупр) и закладывается конструктивно в кинематику автомата перекоса. В системе активного управления без автомата перекоса с рычагами управления в кабине пилота должны быть установлены устройства, которые бы при отклонении рычагов управления задавали бы в систему управления закрылками сигналы, которые бы изменяли циклические и общие отклонения закрылков так же, как автомат перекоса (будь он установлен) изменял бы циклический и общий шаг лопастей.

В системах управления несущим винтом вертолета с автоматом перекоса нагрузки от шарнирных моментов лопастей, передающиеся через автомат перекоса на систему управления, как правило, довольно высоки. Для восприятия этих нагрузок в системе управления, даже на легких вертолетах, полетным весом 1000-1500 кг устанавливаются гидроусилители. На средних вертолетах, полетным весом 5000-10000 кг, усилие, создаваемое каждым гидроусилителем, составляет 1500-2000 кг. Для снижения шарнирных моментов лопастей предлагаются различные механические устройства, в частности с использованием отклоняемой задней кромки лопасти, как описано, например, в патенте US 4461611. Главным недостатком подобных, чисто механических устройств является отсутствие возможности их точной настройки на определенный режим полета.

Известна система управления лопастями несущего винта вертолета с помощью активных закрылков, являющаяся прототипом данного технического решения (статья F.A. King, J.-B. Maurice, and W. Fichter, "In-Flight Rotorblade Tracking Control for Helicopters Using Active Trailing-Edge Flaps", Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 37, № 2, 2014, pp.633-643), где активное снижение вибраций осуществляется за счет сигналов по первой и второй гармоникам оборотов несущего винта. Причиной появления таких вибраций является дисбаланс (нарушение соконусности) несущего винта, возникающий в результате различия в характеристиках (масса, момент инерции, центровка, геометрия аэродинамических профилей, чистота обработки поверхности) отдельных лопастей. Уменьшение дисбаланса достигается путем ввода на активные закрылки управляющих сигналов по первой и второй гармоникам оборотов несущего винта.

Недостатком такой системы является то, что она имеет ограниченную функциональность - обеспечивает только соконусность несущего винта, но не снижает шарнирные моменты лопастей.

Целью настоящего изобретения является создание системы активного управления несущим винтом с помощью автомата перекоса и управляемых закрылков лопастей, которая бы обеспечивала снижение уровня шарнирных моментов лопастей, а также увеличение эффективности продольно-поперечного управления и управления общим шагом.

Поставленная задача решается благодаря тому, что способ управления вертолетом включает в себя управление несущим винтом с помощью автомата перекоса и управление активными закрылками на лопастях, согласно заявляемому изобретению - на активные закрылки подают управляющие сигналы, соответствующие отклонениям автомата перекоса по продольному и поперечному каналу, а также по общему шагу. Значения амплитуд управляющих сигналов преобразуются в соответствии со следующими зависимостями:

где К1, К2 и К3 - коэффициенты, обеспечивающие максимальное снижение шарнирных моментов лопастей, к, η, ϕош - значения отклонений автомата перекоса по продольному и поперечному каналу, а также по общему шагу.

Закон преобразования управляющего сигнала, подаваемого на привод каждого активного закрылка, имеет вид:

где

δзакр - угол отклонения активного закрылка;

кзакр - амплитуда составляющей циклического отклонения закрылка, соответствующая продольному управлению;

ηзакр - амплитуда составляющей циклического отклонения закрылка, соответствующая поперечному управлению;

ϕош закр - составляющая отклонения закрылка, соответствующая управлению по общему шагу;

ψ - угол азимута лопасти, равный нулю в положении лопасти против полета и отсчитываемый в направлении вращения винта;

ψупр - угол опережения управления.

Поставленная задача решается благодаря тому, что вводят сигнала по 1-ой гармонике оборотов несущего винта с определенной амплитудой и фазой на отклонение активных закрылков лопастей. Величины амплитуды и фазы сигнала определяют из летных испытаний и моделирования на пилотажном стенде. Данный способ позволяет уменьшить шарнирные моменты лопастей, преодолеваемые при отклонениях автомата перекоса посредством одновременного отклонения активных закрылков для создания момента управления того же знака. Благодаря такой системе увеличивается эффективность продольно-поперечного управления и управления общим шагом от обычного автомата перекоса, при этом отклонения равнодействующей силы на несущем винте и увеличение силы тяги происходят не только за счет изменения циклического и общего шага через автомат перекоса, но и за счет соответствующего изменения углов установки активных закрылков. При этом балансировочные отклонения автомата перекоса уменьшаются. Снижение нагрузок от шарнирных моментов лопастей на конструкцию системы управления вертолета приводит к увеличению ресурса всех элементов забустерной части системы управления, включая автомат перекоса.

Заявляемое изобретение поясняется чертежами, где изображено:

на фиг. 1 - схема несущей системы вертолета;

на фиг. 2 - схема системы управления несущим винтом вертолета с помощью активных закрылков.

Несущая система вертолета включает в себя активный закрылок 1 на лопасти 2, втулку 3 и автомат перекоса 4 (на фиг. 1 показаны оси).

Автомат перекоса 4 системы управления вертолета осуществляет изменения углов установки лопастей 2 в зависимости от азимута по закону:

где ϕлоп - угол установки лопасти (угол поворота лопасти в осевом шарнире), к, η, ϕош - значения отклонений автомата перекоса по продольному и поперечному каналу, а также по общему шагу, ψ - угол азимута лопасти, равный нулю в положении лопасти против полета и отсчитываемый в направлении вращения винта (ψ=Ωt), Ω - угловая скорость вращения несущего винта вертолета, ψупр- угол опережения управления (фиг. 1).

Система активного управления несущим винтом согласно настоящему изобретению включает в себя активный закрылок 1 с электромеханическим приводом на каждой лопасти 2 несущего винта. Управление активными закрылками может также осуществляться с помощью приводов других типов, например пьезоэлектрических или пневматических.

Управление одновинтовым вертолетом осуществляется следующим образом - в обычном режиме, при выключенной системе активного управления несущим винтом пилот управляет вертолетом и задает значения отклонения автомата перекоса 4 (фиг. 2) по продольному к и поперечному η каналам, а также по общему шагу ϕош посредством перемещения рычага продольного (сигнал Хпрод) и поперечного (сигнал Хпоп) управления и рычага общего шага (сигнал Хош).

При включении системы управления значения отклонений автомата перекоса 4 по продольному (к) и поперечному (η) каналам, по общему шагу (ϕош), а также значения угла азимута лопасти ψ и угла опережения управления ψупр подают на вход вычислителя 5. В блоках 6, 7 и 8 вычислителя 5 выполняют преобразование значений к, η, ϕош, обеспечивая тем самым отклонения управления вертолетом при помощи закрылков, соответствующих отклонениям управления с помощью автомата перекоса путем реализации зависимостей:

где к, η, ϕош - значения отклонений автомата перекоса 3 по продольному и поперечному каналу, а также по общему шагу, К1, К2 и К3 - коэффициенты, которые выбирают экспериментальным путем в процессе летных испытаний системы для обеспечения максимального снижения шарнирных моментов лопастей. Нахождение этих коэффициентов возможно расчетным путем с помощью математического моделирования динамики движения лопастей несущего винта. Для этого требуется достаточно сложная математическая модель. Однако ввиду того, что даже наиболее сложная из имеющихся сейчас моделей все равно недостаточно точно описывает данное явление, полученные расчетным путем значения данных коэффициентов подлежат уточнению в летных испытаниях.

В блоках 9 и 10 вычисляют разность сигналов ψ-ψynp. Далее сигнал ψ-ψупр подают на вход блоков 11 и 12, где сигналы преобразуют по законам синуса и косинуса. В блоках 13 и 14 выполняют логическое преобразование (умножение) сигналов с выходов блоков 7, 8 и 11, 12. Результирующие сигналы с выходов блоков 6, 13 и 14 поступают на вход сумматора 15. В результате на выходе вычислителя 5 получают сигнал, преобразованный в соответствии со следующим законом

где δзакр - угол отклонения активного закрылка 1, кзакр - составляющая циклического отклонения закрылка, соответствующая продольному управлению, ηзакр - составляющая циклического отклонения закрылка, соответствующая поперечному управлению, ϕош закр - составляющая отклонения закрылка 1 лопасти, соответствующая управлению общим шагом, ψ - угол азимута лопасти, равный нулю в положении лопасти против полета и отсчитываемый в направлении вращения винта (ψ=Ωt), Ω - угловая скорость вращения несущего винта вертолета, ψупр - угол опережения управления.

Полученный сигнал δзакр подают на привод 16, отклоняя тем самым активный закрылок 1.

Таким образом, в систему активного управления несущим винтом подают сигналы, которые при отклонении управления изменяют циклические отклонения закрылков и их отклонения по общему шагу так же, как автомат перекоса изменяет циклический и общий шаг лопастей. При этом закрылки отклоняют с частотой, равной первой гармонике оборотов несущего винта Ω.

Способ управления вертолетом, включающий управление несущим винтом с помощью автомата перекоса и управление активными закрылками на лопастях несущего винта отличающийся тем, что на активные закрылки подают управляющие сигналы, соответствующие отклонениям автомата перекоса по циклическому шагу, а также по общему шагу, значения амплитуд управляющих сигналов преобразуют в соответствии со следующими зависимостями:

κзакр1κ,

ηзакр2η,

ϕош закр3ϕош,

после чего формируют управляющие сигналы, подаваемые на привод каждого закрылка:

δзакрзакрcos(ψ-ψупр)+ηзакрsin(ψ-ψурп)+ϕош закр,

где К1, К2 и К3 - коэффициенты, которые выбирают экспериментальным путем для обеспечения максимального снижения шарнирных моментов лопастей;

κ, η, ϕош - значения отклонений автомата перекоса по продольному и поперечному каналу, а также по общему шагу;

δзакр - угол отклонения активного закрылка;

κзакр - амплитуда составляющей циклического отклонения закрылка, соответствующая продольному управлению;

ηзакр - амплитуда составляющей циклического отклонения закрылка, соответствующая поперечному управлению;

ϕош закр - составляющая отклонения закрылка, соответствующая управлению общим шагом;

ψ - угол азимута лопасти, равный нулю в положении лопасти против полета и отсчитываемый в направлении вращения винта;

ψупр - угол опережения управления.



 

Похожие патенты:

Система автоматизированного модального управления (САМУ) боковым движением летательных аппаратов содержит датчик угловой скорости крена, два изодромных фильтра, два ограничителя, четыре сумматора, два звена с зоной нечувствительности, два звена с зоной нечувствительности и ограничением, привод элеронов, элероны, датчик положения ручки управления, привод руля направления, руль направления, вычислитель алгоритма модального управления (ВАМУ), блок формирования сигналов управления, блок формирования сигнала усредненного приведенного коэффициента боковой аэродинамической силы, блок эталонной передаточной функции системы, два блока невязки, соединенные определенным образом.
Изобретение относится к способу управления полетом летательного аппарата (ЛА). Для управления полетом ЛА выполняют вычислительные операции с резервированным процессорным определением локальных сигналов управления, передают данные по разветвленной сети из линии передачи данных, осуществляют согласование управляющих сигналов, направляют их к исполнительным органам, производят контроль исправности резервированных каналов управления, размещенных по два резерва на левом и правом борту ЛА, по результатам проверки автоматически производят реконфигурацию структуры блоков вычисления и управления, выбирают один из трех режимов управления: основной, альтернативный (упрощенный) или резервный (аварийный) в зависимости от количества обнаруженных отказов.

Изобретение относится к системам управления аэродинамическими поверхностями самолетов. Исполнительный механизм системы управления содержит блок управления и рулевой привод.

Комплекс бортового оборудования вертолета содержит k-интеллектуальных широкоформатных индикаторов, систему управления общевертолетным оборудованием, интегрированную систему резервных приборов, информационный комплекс высотно-скоростных параметров, метеонавигационную радиолокационную станцию, интегрированную систему наблюдения, вычислительную систему вертолетовождения, комплексную систему управления, бортовой комплекс связи, радиовысотомер/доплеровский измеритель путевой скорости, аварийные спасательные радиомаяки, радиостанцию-транспондер, систему табло аварийной и уведомляющей сигнализации, систему регулирования внутрикабинного освещения, комплект внутреннего светотехнического и светосигнального оборудования, многоспектральную систему технического зрения, канал стандартного информационного обмена, видеоканал информационного обмена, бортовую вычислительную систему, бесплатформенную инерциальную навигационную систему, индикатор на лобовом стекле, систему измерения массы и центра масс, интегрированную радионавигационную систему, бортовую систему видеонаблюдения и регистрации, основной высокоскоростной отказоустойчивый канал информационного обмена, взаимодействующих определенным образом.

Исполнительный механизм системы управления содержит блок управления и рулевой привод. Рулевой привод содержит электродвигатель, тахогенератор, датчик положения ротора, электромеханический тормоз, двухступенчатый редуктор, шарико-винтовую пару, двухсекционный датчик обратной связи положения штока.

Группа изобретений относится к способу управления самолетом, способу для обозначения потенциального состояния сваливания, системе управления сваливанием. Для управления самолетом идентифицируют угол атаки, коэффициент подъемной силы, воздушную скорость аварийного оповещения для самолета определенным образом.

Группа изобретений относится к способу формирования сигнала управления угловым движением беспилотного летательного аппарата (БПЛА) системе управления для этого способа.

Группа изобретений относится к устройству и способам управления самолетом. Самолет, оснащенный системой управления, которая содержит средство управления на основе двух законов управления, средство детектирования отказа/повреждения поверхности управления, вычислительное средство для вычисления углов и скоростей изменения углов отклонения поверхностей управления, а также для вычисления требуемых изменений моментов самолета, средство оценки необходимости выполнения переключения с одного закона управления на другой.

Изобретение относится к тяге управления толкающе-тянущего типа, обеспечивающей управление и механическую опору и применяемой в самолетостроении. Тяга управления содержит переходник, имеющий металлический трубчатый конец, а также внутренний трубчатый корпус и внешний трубчатый корпус, изготовленные из пластика, армированного углеродными волокнами (углепластика).

Группа изобретений относится к авиационной технике, а именно к системам управления летательными аппаратами (ЛА). Система управления ЛА содержит вычислительное средство (15), средство управления двигателем (17), управляющее работой двигателя на основании сигнала управления тягой, средство перемещения (16) управляющей поверхности (3), осуществляющее перемещение управляющих поверхностей на основании сигнала управления углом отклонения управляющей поверхности, и средство обнаружения отказа/повреждения (18) управляющей поверхности, способное обнаруживать неисправность по меньшей мере одной из управляющих поверхностей.

Изобретение относится к системам перемещения закрылков. Устройство обнаружения и предотвращения перекоса закрылка (1) содержит закрепленную на крыле (4) балку (2), снабженную направляющими элементами (3), и каретку (5). На балке (2) жестко закреплен толкающий механизм (7) и шарнирно установлено двуплечее коромысло (8). Первое плечо (9) соединено с первым концом (11) первой пружины (10), второй конец (12) соединен с балкой (2). Шток (17) толкающего механизма (7) упирается в конец второго плеча (16) двуплечего коромысла (8). Конец первого плеча (9) двуплечего коромысла (8) находится в зацеплении со спусковым рычагом (13), установленным на валу (15) на балке (2). На указанном валу (15) также установлен рычаг с цилиндрическим штырем, соединенным с первым концом второй пружины. Второй конец второй пружины соединен с балкой (2). С указанной балкой (2) также шарнирно соединен корпус датчика (24) положения закрылка (1). Конец штока (25) указанного датчика (24) шарнирно соединен с одним из плеч (27) двуплечего рычага (28), установленного на балке (2), второе плечо (29) которого соединено с обтекателем (33) механизма закрылка шарнирной тягой (30). Изобретение обеспечивает кратчайший путь передачи нагрузки. 8 ил.

Изобретение относится к авиационным двигателям, а более конкретно к одноступенчатым редукторам. Одноступенчатый понижающий редуктор для авиационного двигателя имеет коаксиальную пару кольцевых шестерен, коаксиальную пару прямозубых шестерен и несущий элемент, соединенный с входным валом редуктора. Делительные диаметры шестерен: у большой кольцевой - А, малой кольцевой - D, большой прямозубой - В, малой прямозубой - C. Большие шестерни и малые шестерни образуют две зацепляющиеся пары. Две шестерни одной из двух коаксиальных пар скреплены вместе, чтобы действовать эпициклически на несущем элементе. Одна шестерня из другой коаксиальной пары прикреплена к каркасу редуктора, а еще одна шестерня соединена с выходным валом. При этом А=K+i, В=К, С=K-j и D=K+i-j-j, где K, i и j - целые числа. Достигается снижение габаритов. 9 з.п. ф-лы, 7 ил., 2 табл.

Самолет содержит фюзеляж, крыло, оперение, шасси, силовую установку, комплексную систему управления. Комплексная система управления содержит вычислительный блок, приводы рулевых поверхностей и поворотных сопел силовой установки, датчики движения самолета, внутреннюю и внешнюю мультиплексные линии связи, кабельную сеть, блок преобразования сигналов, информационно-управляющую систему, вычислитель воздушно-скоростных параметров, приемники-преобразователи воздушных давлений (ППВД), ППВД во внутреннем отсеке самолета, датчики температуры заторможенного потока, блок управления шасси (БУШ), исполнительные механизмы поворота и торможения колес, датчики исполнительных механизмов поворота и торможения колес, датчики обжатия амортизаторов шасси, датчики частоты вращения шасси, соединенные определенным образом. БУШ содержит вычислители сигналов управления исполнительными механизмами поворота и торможения колес, усилители мощности. Обеспечивается снижение психофизиологической нагрузки на летчика, снижение радиолокационной заметности, улучшение массово-габаритных характеристик самолета, улучшение управляемости при движении по взлетно-посадочной полосе. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Система управления общесамолётным оборудованием с распределенным вычислительным ресурсом содержит два блока управления процессом (БУП), k-блоков защиты и коммутации (БЗК), n-блоков преобразования сигналов (БПС), два блока вычислителя-концентратора (БВК), пульт пилотов, специализированное средство управления, соединенные определенным образом при помощи основного и резервного мультиплексного каналов с общесамолетным оборудованием, бортовым радиоэлектронным оборудованием, пультом пилотов, специализированным средством управления. БУП содержит модуль приема сигналов, модуль силовых команд, модуль процессора. БЗК состоит из основного и резервного каналов, каждый из которых содержит модуль процессора, m-модулей передачи силовых команд, БВК состоит из основного и контрольного канала, каждый из которых содержит модуль приема разовых команд, модуль передатчик разовых команд, модуль вычислительный интегрированный. Каждый из БУП и основных каналы БЗК, БПС, БВК дополнительно содержат модуль распределения вычислительных ресурсов. Модуль распределения вычислительных ресурсов содержит энергонезависимую память, устройство сравнения, устройство приема команд от пульта пилотов. Обеспечивается повышение безопасности пилотирования за счет автоматизации управления и контроля общесамолётного оборудования. 2 ил.

Изобретения относятся к области авиационной техники и могут быть использованы в управляемых ракетах, снарядах и бомбах и других беспилотных летательных аппаратах (ЛА). Способ управления беспилотным ЛА осуществляется регулированием направления вектора скорости путем изменений лобового сопротивления набегающему потоку и величины вектора тяги струи сброса за счет изменения кинетической энергии набегающего потока внутри аэродинамических поверхностей, в соответствии с сигналом управления. Устройство блока рулевых приводов состоит из корпуса с жестко закрепленными аэродинамическими поверхностями с каналами воздухозаборника и сброса воздуха. Внутри каждой аэродинамической поверхности размещен рулевой привод и аккумуляторная батарея. Рулевой привод выполнен из блока управления рулевых машинок, которые выполнены в виде коаксиально расположенных электродвигателя и турбинки. Электродвигатель использован бесколлекторный с наружным ротором, на который насажена турбинка. В качестве аккумуляторной батареи использована батарея с подзарядкой. Технический результат заключается в расширении функциональных возможностях применения беспилотных ЛА на малых скоростях и больших высотах, а устройство блока рулевых приводов позволяет упростить изготовление. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к экранопланному транспорту и касается системы демпфирования продольных колебаний экраноплана по углу тангажа. Устройство демпфирования содержит штурвальную колонку с загрузочным механизмом, проводку управления с системой тяг и качалок, рулевой агрегат, датчик угловой скорости тангажа, блок усиления и контроля. При этом рулевой агрегат подключен посредством дифференциальной качалки, кинематически связанной с параллелограммным механизмом, кинематически связанным со штурвальной колонкой и рулем высоты. Сигнал, поступающий с блока усиления и контроля на рулевой агрегат, обеспечивает дополнительное отклонение рулей высоты на угол, равный произведению величин передаточного коэффициента дифференциальной качалки, передаточного коэффициента демпфера тангажа, передаточного коэффициента рулевого агрегата и угловой скорости изменения угла тангажа. Достигается улучшение характеристик устойчивости и управляемости экранопланом, обеспечение управляемости экраноплана по углу тангажа при выходе из строя рулевого агрегата, улучшение эргономичности управления за счет уменьшения частоты и амплитуды отклонения штурвальной колонки при управлении экранопланом. 3 з.п. ф-лы, 9 ил.

Система дистанционного управления вертолетом содержит два поста управления с органами управления и датчиками положения ручек управления (ДПР), четыре блока управления приводом (БУП), два интегрированных блока датчиков (ИБД), два блока преобразования сигналов (БПС), блок резервной навигации (БРН), четыре электромеханических привода, блок кворумирования сигналов резервных каналов (БКС), блок управления архитектурой (БУА), два вычислительных устройства (ВУ), комплекс бортового оборудования (КБО), соединенные определенными образом. Обеспечивается повышение надежности системы дистанционного управления путем обеспечения возможности реконфигурации оборудования. 1 ил.

Система управления в продольном канале пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов содержит радиовысотомер малых высот, систему воздушных сигналов, бесплатформенную инерциальную навигационную систему в составе датчика нормальной перегрузки, датчика угловой скорости тангажа и датчика положения ручки летчика, цифровую систему траекторного управления и модальную систему дистанционного управления, электрогидравлический привод. Модальная система дистанционного управления содержит блок формирования приведенного коэффициента подъемной силы, вычислитель желаемой передаточной функции по критерию Шомбера-Гертсена, вычислитель формирования астатической невязки. Система траекторного управления содержит вычислитель управления высотой и вычислитель алгоритма для формирования сигнала опасной высоты. Обеспечивается устойчивость движения и безопасность полета при выполнении пикирующего маневра в режиме увода с опасной высоты. 7 ил.

Система автоматизированного модального управления в продольном канале летательного аппарата (ЛА) содержит ручку пилота/задатчик тангажа, вычислитель автопилота угла тангажа, сервопривод, датчик угла тангажа, ограничитель предельных режимов, датчик угловой скорости тангажа, блок балансировки, вычислитель алгоритма модального управления (ВАМУ), система воздушных сигналов, соединенных определенным образом. Сервопривод содержит гидропривод и селектор минимального сигнала. Ограничитель предельных режимов содержит задатчик максимального угла атаки и вычислитель автомата ограничения угла атаки. ВАМУ содержит блок формирования сигнала усредненного приведенного коэффициента подъемной силы, программный блок передаточной функции системы по сигналу угловой скорости тангажа, блок невязки по угловой скорости тангажа, блок формирования сигнала управления. Обеспечивается повышение безопасности полета путем улучшения характеристик управления ЛА с помощью построения алгоритма синтеза управления ЛА в продольной плоскости. 2 ил.

Дистанционная резервированная система автоматизированного модального управления в продольном канале маневренных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов содержит ручку пилота/задатчик тангажа, вычислитель автопилота угла тангажа, сервопривод, датчик угла тангажа, ограничитель предельных режимов, датчик угловой скорости тангажа, блок балансировки, вычислитель алгоритма модального управления (ВАМУ), систему воздушных сигналов, датчик линейных ускорений, идентификатор угла атаки, соединенные определенным образом. Сервопривод содержит гидропривод и селектор минимального сигнала. Ограничитель предельных режимов содержит задатчик максимального угла атаки и вычислитель автомата ограничения угла атаки. ВАМУ содержит блок формирования сигнала усредненного приведенного коэффициента подъемной силы, программный блок передаточной функции системы по сигналу угловой скорости тангажа, блок невязки по угловой скорости тангажа, блок формирования сигнала управления. Обеспечивается повышение безопасности полета путем улучшения характеристик управления. 2 ил.

Изобретение относится к способу управления вертолетом. Для управления вертолетом подают управляющие сигналы, соответствующие отклонениям автомата перекоса по циклическому шагу и общему шагу, значения амплитуд управляющих сигналов преобразуют в соответствии с определенными зависимостями, после чего на основании полученных значений формируют управляющие сигналы, подаваемые на привод каждого активного закрылка. Обеспечивается увеличение эффективности управления несущим винтом вертолета. 2 ил.

Наверх