Способ управления рулём высоты самолёта

Изобретение относится к способу управления рулем высоты самолета. Для управления рулем высоты измеряют угол тангажа, угол крена, вектор перегрузки, вектор угловой скорости, комплекс скоростных параметров, углы отклонения управляющих поверхностей самолета, вычисляют корректирующие сигналы приращения нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа, определяют заданное значение приращения нормальной перегрузки, вычисляют величины позиционного и интегрального сигналов управления, формируют управляющий сигнал привода руля высоты определенным образом, передают управляющий сигнал на приводы руля высоты. Обеспечивается повышение характеристик устойчивости, управляемости и безопасности, а также снижение аэродинамических нагрузок. 1 з.п. ф-лы.

 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности, к системам управления (СУ) самолетов и может быть использовано при проектировании самолетов с целью уменьшения эксплуатационных и расчетных маневренных аэродинамических нагрузок на горизонтальное оперение (ГО) и хвостовую часть фюзеляжа самолета.

Известен и широко применяется в системах управления самолетов астатический автомат продольной устойчивости и управляемости (см. А.В. Ефремов, В.Ф. Захарченко, В.Н. Овчаренко и др. Динамика полета; под ред. Г.С. Бюшгенса. - М.: Машиностроение, 2011, стр. 694-700). При управлении в соответствии с этим способом измеряют отклонение штурвала от нейтрального положения ΔХВ и параметры движения, на их основе вычисляют корректированные сигналы приращения нормальной перегрузки Δny к, угловой скорости тангажа ωz к и сигнал скорости полета V. Далее определяют управляющий сигнал статического автомата устойчивости UСУУП (там же, стр. 689-694). Для этого, вычисляют используя сигнал скорости полета V три коэффициента усиления: коэффициент усиления прямой цепи Kш в; коэффициент усиления обратной связи по перегрузке Kn; коэффициент усиления обратной связи по угловой скорости тангажа ; которые затем умножают на сигналы отклонения штурвала от нейтрального положения ΔХВ, приращения нормальной перегрузки Δny и угловой скорости тангажа , соответственно, и складывают. Управляющий сигнал привода руля высоты UСДУ определяют как сумму статического и интегрального:

.

Подинтегральный сигнал U определяют аналогично сигналу UСУУП

используя сигналы ΔХВ, Δny к, ωz к и коэффициенты Kш∫, Kn∫ и Kω∫. Управляющий сигнал привода руля высоты UСДУ передают на рулевые приводы, которые управляют рулем высоты в соответствии с этим сигналом.

Данный способ управления обеспечивает высокий уровень характеристик устойчивости, управляемости и безопасности полета. У приведенного способа можно отметить два недостатка: возможность возникновения больших по абсолютной величине аэродинамических нагрузок при маневрировании; невозможность управления этими нагрузками или их снижения.

Известен, принятый за прототип, способ управления самолетом в продольном канале, обеспечивающий управление через отклонение руля высоты (см. Б.С.Алешин, С.Г. Баженов, Ю.И. Диденко, Ю.Ф. Шелюхин. Системы дистанционного управления магистральных самолетов. - М.: Наука, 2013, стр. 122-129). При управлении в соответствии с этим способом измеряют углы тангажа ϑ и крена γ, вектор перегрузки (величины nх, nу, nz), вектор угловой скорости (величины ωх, ωу, ωz), комплекс скоростных параметров, углы отклонения управляющих поверхностей самолета (закрылков - δз, предкрылков - δпр, стабилизатора - ϕ). По измеренным сигналам определяют заданное значение приращения нормальной перегрузки Δny зад, вычисляют скорость полета V, корректирующие сигналы приращения нормальной перегрузки Δny c и приращения угловой скорости тангажа Δωz с:

;

,

где g - ускорение силы тяжести.

Определяют величину прямого сигнала управляемости:

δв пр=Rш⋅Δny зад.

Для определения коэффициента усиления Rш могут использоваться сигналы отклонения управляющих поверхностей самолета, и параметры полета.

Определяют величину позиционного сигнала управляемости (управления):

δв позn позω поз

где составляющая, определяемая нормальной перегрузкой εn поз определяется выражением:

εn поз=Knу п⋅(Δny c-Wп(s)⋅Δny зад)⋅Wny п(s),

здесь s - опреатор Лапласса, Wп(s) - динамическое звено (в качестве него может приниматься апериодическое звено), Wny п(s) - апериодический фильтр по сигналу нормальной перегрузки, Kпу п- коэффициент усиления позиционной обратной связи по перегрузке, позиционная обратная связь по угловой скорости тангажа εω поз имеет следующий вид:

εω поз=Kωz п⋅(Δωz с-g/V⋅Wп(s)⋅Δny зад),

где Kωz п - коэффициент усиления позиционной обратной связи по угловой скорости тангажа. Коэффициенты усиления Knу п и могут выбираться в зависимости от режима полета самолета.

Определяют величину интегрального сигнала управляемости (управления):

где εnω ∫n ∫ω ∫,

εn ∫=Kny ∫⋅(Δny c-W(s)⋅Δny зад),

εω ∫=Kωz ⋅(Δωz с-g/V-W(s)⋅Δny зад),

здесь W(s) - динамическое звено (в качестве него может приниматься апериодическое звено), Kny ∫, Kωz , и K - коэффициенты усиления, которые могут выбираться в зависимости от режима полета самолета.

Формируют управляющий сигнал привода руля высоты:

δвв прв позв ∫,

Передают управляющий сигнал δв на исполнительные приводы руля высоты и осуществляют отклонение руля высоты в соответствии с данным сигналом.

Данный способ управления, как и способ-аналог, обеспечивает высокий уровень характеристик устойчивости, управляемости и безопасности полета. Он обладает теми же недостатками: возможность возникновения больших по абсолютной величине аэродинамических нагрузок при маневрировании; невозможность управления этими нагрузками или их снижения.

Техническим результатом изобретения является осуществление управления самолетом в продольном канале, обеспечивающего высокий уровень характеристик устойчивости, управляемости и безопасности при одновременном снижении аэродинамических нагрузок на ГО, возникающих при таком управлении.

Технический результат достигаются тем, что в способе управления рулем высоты самолета, содержащем измерение угла тангажа, угла крена, вектора перегрузки, вектора угловой скорости, комплекса скоростных параметров, углов отклонения управляющих поверхностей самолета, вычисление корректирующих сигналов приращения нормальной перегрузки Δny c и приращения угловой скорости тангажа Δωz с, определение заданного значения приращения нормальной перегрузки ⋅Δny зад, вычисление величины позиционного сигнала управления δв поз на основе измеренных параметров движения, вычисление величины интегрального сигнала управления δв ∫, формирование управляющего сигнала привода руля высоты δв с использованием позиционного δв поз и интегрального δв ∫ сигналов управления, передачу управляющего сигнала δв на исполнительные приводы руля высоты и соответствующее отклонение руля высоты, управляющий сигнал привода руля высоты δв определяют в зависимости от позиционного сигнала управляемости δв поз, интегрального сигнала управляемости δв ∫, корректирующего сигнала приращения нормальной перегрузки Δny c, а перед формированием управляющего сигнала привода руля высоты δв вводят ограничение позиционного сигнала управления δв поз максимальной и минимальной величиной.

Управляющий сигнал привода руля высоты δв может быть определен в соответствии формулой , где - величина градиента перемещения руля высоты на единицу перегрузки.

Способ осуществляется следующим образом:

1. При управлении в соответствии с этим способом измеряют углы тангажа ϑ и крена γ, вектор перегрузки (величины nх, nу, nz), вектор угловой скорости (величины ωх, ωу, ωz), комплекс скоростных параметров, углы отклонения управляющих поверхностей самолета (закрылков - δз, предкрылков - δпр, стабилизатора - ϕ). По измеренным сигналам определяют заданное значение приращения нормальной перегрузки Δny зад, вычисляют скорость полета V, корректирующие сигналы приращения нормальной перегрузки Δny c и приращения угловой скорости тангажа Δωz с:

;

,

где g - ускорение силы тяжести.

С использованием корректирующего сигнала приращения нормальной перегрузки Δnу с определяют величину компенсационного сигнала:

δв к=Rш⋅Δny с.

Для определения коэффициента усиления Rш могут использоваться сигналы отклонения управляющих поверхностей самолета, и параметры полета. В качестве коэффициента усиления Rш может быть принята величина градиента перемещения руля высоты на единицу перегрузки - .

Определяют величину позиционного сигнала управляемости (управления):

δв позn позω поз,

где составляющая, определяемая нормальной перегрузкой εn поз определяется выражением:

εn поз=Knу п⋅(Δny c-Wп(s)⋅Δny зад)⋅Wny п(s),

здесь s - опреатор Лапласса, Wп(s) - динамическое звено (в качестве него может приниматься апериодическое звено), Wny п(s) - апериодический фильтр по сигналу нормальной перегрузки, Kпу п- коэффициент усиления позиционной обратной связи по перегрузке, позиционная обратная связь по угловой скорости тангажа εω поз имеет следующий вид:

εω поз=Kωz п⋅(Δωz с-g/V⋅Wп(s)⋅Δny зад),

где Kωz п - коэффициент усиления позиционной обратной связи по угловой скорости тангажа. Коэффициенты усиления Knу п и могут выбираться в зависимости от режима полета самолета.

Определяют величину интегрального сигнала управляемости (управления):

где εnω ∫n ∫ω ∫,

εn ∫=Kny ∫⋅(Δny c-W(s)⋅Δny зад),

εω ∫=Kωz ⋅(Δωz с-g/V⋅W(s)⋅Δny зад),

здесь W(s) - динамическое звено (в качестве него может приниматься апериодическое звено), Kny ∫, Kωz , и K - коэффициенты усиления, которые могут выбираться в зависимости от режима полета самолета.

Формируют управляющий сигнал привода руля высоты:

δвв прв позв ∫,

2. Для ряда режимов полета, характеризующихся скоростями полета, близкими к расчетной предельной скорости полета, определяют балансировочную нагрузку на ГО при горизонтальном полете YГО бал 1, а также при полете с минимальной и максимальной эксплуатационными перегрузками, YГО бал min и YГО бал max соответственно. При этом центровки самолета выбираются в диапазоне от предельно передней, до предельно задней, а вес самолета считается максимальным для данной центровки.

3. Для того же перечня режимов полета, весов и центровок самолета, определяют изменение во времени нагрузки на ГО при переходе от минимальной эксплуатационной перегрузки к максимальной и при переходе от максимальной эксплуатационной перегрузки к минимальной. Для каждого режима полета фиксируют максимальную и минимальную нагрузку на ГО YГО max и YГО min, балансировочное значение нагрузки в переходном процессе, предшествующее данным экстремальным значениям YГО бал(+) и YГО бал(-).

4. Определяют режимы полета, вес и центровки самолета, при которых реализуется максимальная YГО max max и минимальная YГО min min нагрузка на ГО в переходном процессе. Фиксируют эти значение нагрузки и принимают их в качестве исходных расчетных значений.

5. На расчетных режимах наибольшего нагружения ГО, там где реализуются значения YГО max max и YГО min min, определяют максимально и минимально возможные ограничения величины позиционного сигнала управляемости δв поз при которых выполняются требования обеспечения устойчивости и управляемости σmax. и σmin, соответственно, определяют соответствующие им расчетные величины максимальной YГО max расч и минимальной YГО min расч расчетных нагрузок. Величина расчетной нагрузки YГО max расч не может быть менее наибольшей из балансировочных нагрузок YГО бал 1, YГО бал min и YГО бал max, а величина YГО min расч не может быть более наименьшей их величины.

6. Определяют максимальное и минимальное ограничение позиционного сигнала, как такие величины, при которых приращение нагрузки на ГО в переходном процессе ΔYГО относительно балансировочных величин YГО бал на данном режиме полета не превышает разностей соответствующих расчетных и балансировочных нагрузок: ΔYГО≤ YГО max расч- YГО бал(+) при определении; ΔYГО≤ YГО бал(-)-YГО min расч при определении .

7. Ограничивают позиционный сигнал управления δв поз максимальной и минимальнойвеличиной.

8. Формируют управляющий сигнала привода руля высоты δв с использованием компенсационного сигнала δв к, ограниченного позиционного сигнала δв поз и интегрального сигнала управления δв ∫.

Также возможно формирование сигнала δв в соответствии с выражением:

.

9. Передают управляющий сигнал δв на исполнительные приводы руля высоты, и отклоняют руль высоты в соответствии с этим сигналом.

Данный способ управления может быть применим к самолетам, имеющим различные органы продольного управления:

руль высоты;

руль высоты и отклоняемый стабилизатор - в этом случае скорость отклонения стабилизатора определяется величиной интегрального сигнала управляемости δв ∫, аналогично прототипу;

отклоняемый стабилизатор без руля высоты - в этом случае управляющий сигнал δв следует подавать на вход привода управления стабилизатором.

Проведенное математическое моделирование на примере магистрального самолета (максмальный взлетный вес 80 т) показало, что предлагаемый способ управления обеспечивает уменьшение аэродинамического нагружения ГО при выполнении маневров типа «контролируемый маневр», предписываемых авиационными правилами АП-25, на 15% по сравнению со способом описанным в прототипе.

Проблема обеспечения высокого уровня безопасности полета решается традиционно: за счет использования обратных связей по комплексу сигналов, аналогично способу, описанному в прототипе.

1. Способ управления рулем высоты самолета, содержащий измерение угла тангажа, угла крена, вектора перегрузки, вектора угловой скорости, комплекса скоростных параметров, углов отклонения управляющих поверхностей самолета, вычисление корректирующих сигналов приращения нормальной перегрузки Δny с и приращения угловой скорости тангажа Δωz с, определение заданного значения приращения нормальной перегрузки Δny зад, вычисление величины позиционного сигнала управления δв поз на основе измеренных параметров движения, вычисление величины интегрального сигнала управления δв∫, формирование управляющего сигнала привода руля высоты δв с использованием позиционного δв поз и интегрального δв∫ сигналов управления, передачу управляющего сигнала δв на исполнительные приводы руля высоты и соответствующее отклонение руля высоты, отличающийся тем, что управляющий сигнал привода руля высоты δв определяют в зависимости от позиционного сигнала управляемости δв поз, интегрального сигнала управляемости δв∫, корректирующего сигнала приращения нормальной перегрузки Δny c, а перед формированием управляющего сигнала привода руля высоты δв вводят ограничение позиционного сигнала управления δв поз максимальной и минимальной величиной.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что управляющий сигнал привода руля высоты δв определяют в соответствии с формулой , где - величина градиента перемещения руля высоты на единицу перегрузки.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к способу направления летательного аппарата в зоне руления аэродрома и устройству обработки данных системы направления. Для направления летательного аппарата определяют возможные будущие траектории руления поблизости от него, получают команду, относящуюся к траектории следования, направляют летательный аппарат по траектории, соответствующей указанной команде.

Система управления объектом в пространстве содержит не менее двух устройств управления и стабилизации объекта в пространстве. Устройство управления и стабилизации объекта в пространстве содержит два вращающихся элемента с одинаковыми массовыми моментами инерции и вращающимися в разные стороны и устройство их крепления.

Группа изобретений относится к устройству и способу оценки собственной позиции. Устройство оценки собственной позиции осуществляет способ, в котором обнаруживают относительную позицию цели, присутствующей около транспортного средства, и транспортного средства.

Изобретение относится к области автоматизированных систем управления. Технический результат изобретения заключается в повышении структурной живучести распределенного пункта управления за счет повышения достоверности прогнозирования количества элементов распределенного пункта управления, которые могут выйти из строя в результате вскрытия и внешних деструктивных воздействий злоумышленника.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления движением космических аппаратов (КА) при осуществлении очистки космоса от мусора.

Изобретение относится к способу автоматического управления движением беспилотных летательных аппаратов – транспортных средств (БЛА – ТС) региональным Центром контроля и управления движением (ЦКУД).

Группа изобретений относится к устройству и способу управления мобильным роботизированным устройством сети роботизированных устройств. Устройство содержит процессор, блок памяти, сенсоры местоположения, сенсоры окружающей среды, модуль управления приводами, детектор изменения параметров задачи мониторинга, сетевой приемник/передатчик, детектор целевого объекта, блок памяти.

Система автоматического управления беспилотным летательным аппаратом по углу рыскания содержит регулятор, исполнительное устройство, шесть усилителей, датчик угла рыскания, датчик угловой скорости, два сумматора, дифференциатор, интегратор, соединенные определенным образом.

Изобретение относится к способу автоматизированного управления полетом беспилотного воздушного судна (БВС) в общем воздушном пространстве. Для автоматизированного управления полетом используют бортовую автоматическую систему управления, спутниковую навигационную систему, высокоточные синхронизированные часы, бортовой вычислитель и приемо-передающую радиостанцию для связи с базовой радиостанцией, со стационарным или подвижным пунктами управления.

Группа изобретений относится к системам обеспечения посадки вертолета. В первом варианте система посадки содержит ультразвуковой высотомер, приемник, блок обработки информации и управления, средство отображения, четыре акустических приемника, блок обработки данных, передатчик.

Изобретение относится к области транспортного машиностроения. Электрогидравлический рулевой привод для резервированных систем дистанционного управления содержит гидроцилиндр с датчиком положения штока и блок управления.

Система автоматического управления беспилотным летательным аппаратом по углу рыскания содержит регулятор, исполнительное устройство, шесть усилителей, датчик угла рыскания, датчик угловой скорости, два сумматора, дифференциатор, интегратор, соединенные определенным образом.

Изобретение относится к системам управления двигателями. Способ управления мощностью в реальном времени в отношении множества устройств управления двигателем посредством по меньшей мере одного обрабатывающего устройства на компьютерной системе включает определение потребности в силовой нагрузке из первой совокупности двигателей, выбор комбинации устройств управления двигателем для согласования с потребностью в силовой нагрузке, задание первой совокупности общесистемных приоритетов, осуществление настройки схемы переключения питания для соединения первой совокупности двигателей с устройствами управления двигателем, прием запроса мощности для двигателя от управляющего блока, определение назначения приоритета для двигателя, назначение второй совокупности общесистемных приоритетов, определение второй потребности в силовой нагрузке из второй совокупности двигателей, причем второе множество активных двигателей содержит первое множество активных двигателей и первый двигатель, выбор второй комбинации устройств управления двигателем, необходимой для согласования со второй потребностью в силовой нагрузке, и осуществление настройки схемы переключения питания согласно указанной второй совокупности общесистемных приоритетов.

Изобретение относится к способу мониторинга устройства пилотирования воздушного судна, содержащего орган пилотирования и информационную систему электронного управления полетом.

Изобретение относится к способу формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета. Для формирования вспомогательных сигналов используют управляющие сигналы с датчиков системы измерения параметров полета, вычислительную систему автоматического управления полетом, осуществляют автоматическое дифференциальное управление тормозами колес и секциями интерцепторов по сигналам с концевого выключателя и от скорости раскрутки тормозных колес каждой основной опоры, определяют степень заторможенности колес, контролируют направление бокового смещения относительно оси взлетно-посадочной полосы.

Группа изобретений относится к датчикам подъемной силы летательного аппарата и способу определения доступной подъемной силы. Датчик подъемной силы в одном варианте содержит флюгерный датчик на передней кромке крыла, привод, связанный с флюгерным датчиком, LC-цепь, расположенные определенным образом, процессор.

Система автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку содержит датчик углового отклонения самолета от оси ВПП, датчик текущего курса самолета, датчик курсового угла ВПП, шесть масштабных блоков, четыре интегратора, девять сумматоров, комплексную систему управления самолетом для отработки заданного угла (КСУ), датчик дальности самолета до наземного курсового радиомаяка (КРМ), датчик скорости полета, датчик угла крена, блок логики, блок идентификации линейного отклонения самолета от курсовой линии, два блока идентификации скорости линейного отклонения самолета от курсовой линии ВПП, четыре фильтра, три блока перемножения сигналов, три коммутатора сигналов, два блока ограничения сигналов по уровню, блок определения знака входного сигнала, датчик заданной скорости приближения самолета к курсовой линии ВПП, два тригонометрических блока, соединенные определенным образом.

Группа изобретений относится к электрическим системам управления полетом для летательного аппарата в двух вариантах. В первом варианте система содержит аэродинамические рули и рукоятку для управления ими, средство управления пилотированием, средство вычисления положения рулей, три главных линии однонаправленной связи средств управления пилотированием.

Изобретение относится к способу формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата. Для осуществления способа измеряют углы рыскания и крена, углы отклонения рулевых поверхностей, угловой скорости рыскания, угловой скорости крена, поперечное ускорение, производят идентификацию аэродинамических характеристик летательного аппарата на основе восстановления угла скольжения, произведенного с использованием линейного непрерывного фильтра Калмана-Бьюси и погрешностей измерения поперечного ускорения, угловых скоростей рысканья и крена, корректируют коэффициенты усиления контура управления боковым движением, на основе которых формируют адаптивный сигнал управления боковым движением летательного аппарата.

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.

Изобретение относится к способу управления рулем высоты самолета. Для управления рулем высоты измеряют угол тангажа, угол крена, вектор перегрузки, вектор угловой скорости, комплекс скоростных параметров, углы отклонения управляющих поверхностей самолета, вычисляют корректирующие сигналы приращения нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа, определяют заданное значение приращения нормальной перегрузки, вычисляют величины позиционного и интегрального сигналов управления, формируют управляющий сигнал привода руля высоты определенным образом, передают управляющий сигнал на приводы руля высоты. Обеспечивается повышение характеристик устойчивости, управляемости и безопасности, а также снижение аэродинамических нагрузок. 1 з.п. ф-лы.

Наверх