Система автоматического управления углом курса и ограничения угла крена летательного аппарата

Система автоматического управления углом курса и ограничения угла крена летательного аппарата содержит задатчик угла курса, четыре элемента сравнения, вычислитель заданного угла крена, алгебраический селектор минимального сигнала, вычислитель автопилота угла крена, сервопривод элеронов, датчик угла курса летательного аппарата, датчик угла крена летательного аппарата, задатчик максимального угла крена, залдатчик минимального угла крена, третий элемент сравнения, алгебраический селектор максимального сигнала, соединенные определенным образом. Обеспечивается необходимая точность ограничения угла крена при развороте летательного аппарата на заданный угол курса. 2 ил.

 

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

Известны САУ, обеспечивающие отработку заданного угла курса ЛА, с помощью автопилота угла крена, воздействующего на угол отклонения элеронов ЛА, содержащие последовательно соединенные задатчик угла курса, элемент сравнения, вычислитель заданного угла крена, автопилот угла крена, летательный аппарат и датчик угла курса летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу элемента сравнения [Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр. 121, рис. 3.24] и [Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987. - с. 240. Стр. 234, рис. 15.13].

Эти САУ за счет астатизма системы обеспечивают хорошую точность поддержания заданного значения угла курса. Однако они не позволяют ограничить максимальное значение угла крена в процессе разворота ЛА.

Наиболее близкой по достигаемому техническому результату, выбранной в качестве прототипа, принимается система автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата, содержащая последовательно соединенные задатчик угла курса, первый элемент сравнения, вычислитель заданного угла крена и второй элемент сравнения, последовательно соединенные вычислитель автопилота угла крена, сервопривод элеронов, летательный аппарат и датчик угла курса летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу первого элемента сравнения, датчик угла крена летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу второго элемента сравнения и ко второму входу вычислителя автопилота угла крена, отличающаяся тем, что дополнительно содержит последовательно соединенные задатчик максимальной перегрузки, третий элемент сравнения, вычислитель автомата ограничения перегрузки и алгебраический селектор минимального сигнала, выход которого подключен к входу вычислителя автопилота угла крена, выход второго элемента сравнения подключен ко второму входу алгебраического селектора минимального сигнала, выход датчика угла крена подключен ко второму входу вычислителя автомата ограничения перегрузки, датчик нормальной перегрузки летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу третьего элемента сравнения [Патент №2503585 РФ на изобретение: МПК 8 В64С 13/18. Система автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата / В.И. Петунин, Л.М. Неугодникова - Заявка №2012120843/11; Заявл. 21.05.2012. Зарегистр. в Государственном реестре изобретений РФ 10.01.2014. Бюл. №1].

Эта САУ обеспечивает хорошие статические и динамические характеристики канала управления углом курса ЛА, но не позволяет ограничить значение угла крена при развороте (вираже), что может привести к недопустимым аэродинамическим характеристикам ЛА и нарушению безопасности полета при развороте с большими углами крена.

Как известно, одним из наиболее важных ограничений при полете ЛА является ограничение угла крена ЛА. Поворот ЛА в горизонтальной плоскости требует создания центростремительной силы, направленной к центру кривизны траектории. Создание такой силы возможно за счет накренения ЛА на угол крена [Аэромеханика самолета: Динамика полета / Под ред. А.Ф. Бочкарева и В.В. Андриевского. - М.: Машиностроение, 1985. - 360 с. Стр. 108].

При развороте летательного аппарата угол крена не должен превышать максимально допустимого значения. Например, в работе [Николаев Л.Ф. Аэродинамика и динамика полета транспортных самолетов: учебник для вузов. - M.: Транспорт, 1990. - 392 с. Стр. 216] показано, что из условия обеспечения комфорта пассажиров, согласно ЕНЛГС, на виражах и разворотах угол крена не должен превышать 30 градусов. Этому углу крена соответствует нормальная перегрузка nyдоп=1,15.

Известно, что при накренении самолета влево или вправо возникает перегрузка, которая направлена вертикально вверх. В системе автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата выбранной в качестве прототипа, рассматривается нормальная перегрузка, характерная для маневренных самолетов. Если же брать пассажирский самолет, то при небольших углах крена, перегрузка находиться в пределах нормы. От значения перегрузки можно определить величину крена и построить систему без измерения нормальной перегрузки, но с ограничением угла крена. При ограничении угла крена в отличие от нормальной перегрузки, он может быть отрицательным и положительным, поэтому при ограничении угла крена необходимо учитывать оба знака величины угла крена.

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 угла крена при развороте летательного аппарата на заданный угол курса за счет включения в систему каналов ограничения максимального и минимального углов крена с помощью алгебраических селекторов минимального и максимального сигналов.

Поставленная задача решается тем, что в систему автоматического управления углом курса и ограничения угла крена летательного аппарата, содержащую последовательно соединенные задатчик угла курса, первый элемент сравнения, вычислитель заданного угла крена, второй элемент сравнения и алгебраический селектор минимального сигнала, последовательно соединенные вычислитель автопилота угла крена и сервопривод элеронов, выходной сигнал которого определяет угол отклонения элеронов летательного аппарата, датчик угла курса летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу первого элемента сравнения, датчик угла крена летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу второго элемента сравнения и ко второму входу вычислителя автопилота угла крена, в отличие от прототипа дополнительно введены последовательно соединенные задатчик максимального угла крена и третий элемент сравнения, выход которого соединен со вторым входом алгебраического селектора минимального сигнала, последовательно соединенные задатчик минимального угла крена, четвертый элемент сравнения и алгебраический селектор максимального сигнала, выход которого соединен с входом вычислителя автопилота угла крена, а второй вход алгебраического селектора максимального сигнала соединен с выходом алгебраического селектора минимального сигнала, выход датчика угла крена летательного аппарата соединен со вторыми входами третьего и четвертого элементов сравнения.

Существо изобретения поясняется чертежами.

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

На фиг. 2 представлены результаты моделирования переходных процессов: а - графики переходных процессов в САУ углом курса с ограничением положительного угла крена; б - графики переходных процессов в САУ углом курса с ограничением отрицательного угла крена.

Система автоматического управления углом курса и ограничения угла крена летательного аппарата, содержащая последовательно соединенные задатчик угла курса 1, первый элемент сравнения 2, вычислитель заданного угла крена 3, второй элемент сравнения 4 и алгебраический селектор минимального сигнала 5, последовательно соединенные вычислитель автопилота угла крена 6 и сервопривод элеронов 7, выходной сигнал которого определяет угол отклонения элеронов летательного аппарата 8, датчик угла курса 9 летательного аппарата 8, имеющий выход, подключенный ко второму входу первого элемента сравнения 2, датчик угла крена 10 летательного аппарата 8, имеющий выход, подключенный ко второму входу второго элемента сравнения 4 и ко второму входу вычислителя автопилота угла крена 6, отличающаяся тем, что в нее введены последовательно соединенные задатчик максимального угла крена 11 и третий элемент сравнения 12, выход которого соединен со вторым входом алгебраического селектора минимального сигнала 5, последовательно соединенные задатчик минимального угла крена 13, четвертый элемент сравнения 14 и алгебраический селектор максимального сигнала 15, выход которого соединен с входом вычислителя автопилота угла крена 6, а второй вход алгебраического селектора максимального сигнала 15 соединен с выходом алгебраического селектора минимального сигнала 5, выход датчика угла крена 10 летательного аппарата 8 соединен со вторыми входами третьего 12 и четвертого 14 элементов сравнения.

Ограничение угла крена в приведенной системе достигается за счет введения в ее структуру каналов ограничения максимального и минимального углов крена с помощью алгебраических селекторов минимального и максимального сигналов.

Система автоматического управления углом курса и ограничения угла крена летательного аппарата работает следующим образом.

Сигнал заданного угла курса ψзад с выхода задатчика угла курса 1 поступает на первый вход первого элемента сравнения 2, на второй вход которого поступает сигнал текущего значения угла курса ψ с выхода датчика угла курса 9. В соответствии с отклонением:

текущего значения угла курса ψ от заданного ψзад в вычислителе заданного угла крена 3 формируется заданное значение угла крена γзад, которое

сравнивается во втором элементе сравнения 4 с текущим значением угла крена γ с выхода датчика угла крена 10. На выходе второго элемента сравнения 4 формируется сигнал:

Для построения САУ с ограничением параметров ЛА можно использовать логические устройства, реализующие алгоритмы алгебраического селектирования каналов управления. 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.

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.

Так как в данном случае необходимо ограничить максимальное и минимальное значение угла крена, то в рассматриваемой системе должны использоваться алгебраические селекторы минимального 5 и максимального сигналов 15.

Сигнал максимального значения угла крена γmax с выхода задатчика максимального угла крена 11 поступает на первый вход третьего элемента сравнения 12, на второй вход которого поступает сигнал текущего значения угла крена γ с выхода датчика угла крена 10. На выходе третьего элемента сравнения 12 формируется сигнал:

который поступает на вход алгебраического селектора минимального сигнала 5.

Сигнал минимального значения угла крена γmin с выхода задатчика минимального угла крена 13 поступает на первый вход четвертого элемента сравнения 14, на второй вход которого поступает сигнал текущего значения угла крена γ с выхода датчика угла крена 10. На выходе четвертого элемента сравнения 14 формируется сигнал:

который поступает на вход алгебраического селектора максимального сигнала 15.

Выходной сигнал алгебраических селекторов минимального 5 и максимального сигнала 15

подается на вход вычислителя автопилота угла крена 6, выход которого поступает на вход сервопривода элеронов 7 летательного аппарата 8.

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 угла крена на автоматы ограничения предельных значений углов крена и обратно на автопилот.

Аналитический синтез передаточных чисел автопилота и автоматов ограничения с учетом заданного качества САУ может быть проведен с помощью метода стандартных переходных характеристик [Петунин В.И. Синтез систем автоматического управления летательными аппаратами с автоматами ограничений предельных параметров // Изв. вузов. Приборостроение. 2010. Том 53. №10. - С. 18-24.]. При этом должно выполняться равенство передаточных функций исходной Ф(р) и желаемой систем управления Ф*(р):

Рассмотрим, синтез статического автопилота угла крена с жесткой обратной связью в контуре сервопривода элеронов.

Передаточная функция ЛА по углу крена γ при управлении элеронами δЭ:

где nэ и n22 - безразмерные коэффициенты.

Закон управления автопилота берем в виде:

где kγ и - передаточные числа автопилота.

Тогда передаточная функция замкнутой системы управления углом крена по задающему воздействию имеет вид:

Так как разность порядков полиномов знаменателя и числителя передаточной функции рассматриваемой системы Фγ(p) равна двум, то задаем желаемую передаточную функцию системы в виде:

где d - коэффициент относительного демпфирования; ω - собственная частота.

Приравняем передаточную функцию системы Фγ(р) к желаемой передаточной функции . Выравнивая коэффициенты при соответствующих степенях оператора р, получаем систему двух уравнений с двумя неизвестными kγ, :

Отсюда находим передаточные числа автопилота угла крена:

Далее рассмотрим САУ углом курса ЛА. Связь между углами курса и крена согласно работе [Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами: Учебник для студентов авиационных специальностей вузов. М.: Машиностроение, 1973. - 506 с] определяется следующим выражением:

где

Рассогласование по углу курса умноженное на коэффициент k* и передаточную функцию инерционного звена Wиз(p), является задающим сигналом в канале крена, т.е.

Если передаточную функцию инерционного звена выбрать обратной числителю выражения Wψγ(р)

то тогда передаточная функция замкнутой системы управления углом курса по задающему воздействию имеет вид:

Так как разность порядков полиномов знаменателя и числителя передаточной функции рассматриваемой системы Фψ(р) равна трем, то задаем желаемую передаточную функцию системы в виде:

где А1 и А2 - коэффициенты Вышнеградского; Ω - собственная частота.

Приравняем передаточную функцию системы Фψ(р) к желаемой передаточной функции Выравнивая коэффициенты при соответствующих степенях оператора р, получаем систему трех уравнений:

Отсюда находим соотношения между параметрами каналов управления углами курса и крена:

или

Тогда в результате синтеза получаем следующие возможные значения параметров САУ:

из соотношения если d=1, то А12=4;

из соотношения если k*=1, то Ω=4;

из соотношения получаем ω=8.

Проведенный синтез подтверждаются результатами моделирования переходных процессов в заявляемой системе автоматического управления углом курса и ограничения угла крена летательного аппарата, представленными на фиг. 2, где задающие воздействия каналов: ψзад=1; γmax=0,7; γmin=-0,7.

Переходные процессы полученные в САУ углом курса с автоматом ограничения угла крена являются удовлетворительными, поскольку показывают необходимую точность ограничения угла крена и хорошее качество управления - плавность и монотонность переходных процессов на режимах переключения каналов системы.

Итак, заявляемое изобретение позволяет, благодаря введению в структуру САУ углом курса ЛА автомата ограничения угла крена с помощью алгебраических селекторов минимального и максимального сигналов, обеспечить необходимую точность ограничения угла крена при управлении углом курса.

Система автоматического управления углом курса и ограничения угла крена летательного аппарата, содержащая последовательно соединенные задатчик угла курса, первый элемент сравнения, вычислитель заданного угла крена, второй элемент сравнения и алгебраический селектор минимального сигнала, последовательно соединенные вычислитель автопилота угла крена и сервопривод элеронов, выходной сигнал которого определяет угол отклонения элеронов летательного аппарата, датчик угла курса летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу первого элемента сравнения, датчик угла крена летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу второго элемента сравнения и ко второму входу вычислителя автопилота угла крена, отличающаяся тем, что в нее введены последовательно соединенные задатчик максимального угла крена и третий элемент сравнения, выход которого соединен со вторым входом алгебраического селектора минимального сигнала, последовательно соединенные задатчик минимального угла крена, четвертый элемент сравнения и алгебраический селектор максимального сигнала, выход которого соединен с входом вычислителя автопилота угла крена, а второй вход алгебраического селектора максимального сигнала соединен с выходом алгебраического селектора минимального сигнала, выход датчика угла крена летательного аппарата соединен со вторыми входами третьего и четвертого элементов сравнения.



 

Похожие патенты:

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.

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.
Самолетное оборудование предназначено для уклонения самолетов от поражения зенитными ракетами и ракетами класса «воздух-воздух». Служит для помощи летчику при выполнении маневра с перегрузкой, при которой теряется зрение, сознание или происходит остановка сердца летчика.

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.

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.

Изобретение относится к способу маневрирования высокоскоростного беспилотного летательного аппарата (ВБЛА) в зоне возможного действия средств противоракетной и противовоздушной обороны.

Изобретение относится к способу маневрирования высокоскоростного беспилотного летательного аппарата (ВБЛА) в зоне действия противоракетной и противовоздушной обороны.

Группа изобретений относится к системе и способу автоматического пилотирования, способам разработки и обслуживания системы автоматического пилотирования летательного аппарата (ЛА).

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.

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 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.

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.

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.

Система автоматического управления углом курса и ограничения угла крена летательного аппарата содержит задатчик угла курса, четыре элемента сравнения, вычислитель заданного угла крена, алгебраический селектор минимального сигнала, вычислитель автопилота угла крена, сервопривод элеронов, датчик угла курса летательного аппарата, датчик угла крена летательного аппарата, задатчик максимального угла крена, залдатчик минимального угла крена, третий элемент сравнения, алгебраический селектор максимального сигнала, соединенные определенным образом. Обеспечивается необходимая точность ограничения угла крена при развороте летательного аппарата на заданный угол курса. 2 ил.

Наверх