УСТРОЙСТВО ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ПРОДОЛЬНЫМ ДВИЖЕНИЕМ САМОЛЕТА Российский патент 1996 года по МПК B64C13/18 

Изобретение относится к системам управления полетом и предназначено для использования на самолетах обычного взлета и посадки, оборудованных устройствами отклонения вектора тяги, при управлении полетом на закритических углах атаки и околонулевых скоростях.

Известно устройство, содержащее последовательно соединенные задатчик управляющего сигнала, ускоритель и сервопривод устройства поворота вектора тяги. Это устройство обеспечивает управление вращательным движением самолета относительно поперечной оси OZ при потере эффективности аэродинамических органов управления. Но использование этого устройства для управления угловой скоростью тангажа и углом тангажа существенно затруднено, так как на процесс управления самолетом сильное влияние оказывают режим работы двигателя и существенная нелинейность аэродинамических моментов тангажа от параметров полета при закритических углах атаки.

Изобретение направлено на обеспечение простоты и точности управления продольным движением самолета, оборудованного устройством поворота вектора тяги, на закритических углах атаки или околонулевых скоростях полета путем обеспечения низкой чувствительности замкнутой системы устройство управления самолет к изменениям режима работы силовой установки и аэродинамических моментов тангажа. Оно может быть использовано для обеспечения устойчивости и управляемости самолета при отказах или повреждениях основного аэродинамического органа управления или его сервопривода.

Для этого в устройство для управления продольным движением самолета, содержащее задатчик управляющего сигнала, первый усилитель и сервопривод устройства поворота вектора тяги, дополнительно введены датчик угловой скорости тангажа, первый сумматор, первый и второй инверсный входы которого соединены соответственно с выходами задатчика управляющего сигнала и датчика угловой скорости тангажа, а выход с входом первого усилителя, последовательно соединенные интегратор, вход которого соединен с выходом первого усилителя, второй сумматор и второй усилитель, выход которого соединен с входом сервопривода устройства поворота вектора тяги, второй инверсный вход второго сумматора соединен с выходом датчика угловой скорости тангажа.

На чертеже изображена структурная схема устройства для управления продольным движением самолета.

Устройство содержит задатчик управляющего сигнала 1, первый усилитель 2, сервопривод устройства поворота вектора тяги 3, датчик угловой скорости тангажа 4, первый сумматор 5, интегратор 6, второй сумматор 7, второй усилитель 8. Задатчик управляющего сигнала 1 соединен с первым входом первого сумматора 5, второй инверсный вход которого соединен с датчиком угловой скорости тангажа 4. Выход первого сумматора 5 через последовательно соединенные первый усилитель 2 и интегратор 6 соединен с первым входом второго сумматора 7, второй инверсный вход которого соединен с датчиком угловой скорости 4. Выход второго сумматор 7 через вход и выход второго усилителя 8 соединен с сервоприводом устройства поворота вектора тяги 3.

Устройство работает следующим образом.

Сигнал, пропорциональный заданной угловой скорости ω_2зад с выхода задатчика управляющего сигнала 1 поступает на первый вход первого сумматора 5, где из него вычитается сигнал, пропорциональный текущей угловой скорости тангажа ω₂ поступающей с датчика угловой скорости тангажа 4. Разность этих сигналов с выхода первого сумматора 5, проходя через вход и выход первого усилителя 2 с коэффициентом λ₁ и интегратор 6, поступает на первый вход второго сумматора 7, на второй инверсный вход которого поступает сигнал ω₂ с датчика угловой скорости тангажа 4. Результирующий сигнал с выхода второго сумматора 7 через вход и выход второго усилителя 8 с коэффициентом усиления поступает на вход сервопривода устройства поворота вектора тяги 3 и определяет его потребное отклонение Φ_вт= K-dt- (1)
Линеаризованное уравнение движения самолета для рассматриваемого случая имеет вид = -a Δω_z-a+m+m_zв, (2) где m= I-12

•P•l sinΦ_вт= a момент, создаваемый при отклонении вектора тяги, где P сила тяги;
l плечо поворотного сопла; принимаем, что для Φ_вт> 0 m< 0;
m_zв возмущающий момент.

Выражение (1) эквивалентно при нулевых начальных условиях выражению (3) = K[λ₁(-ω₂)-] (3)
Для режима малых отклонений, продифференцировав выражение (2) и подставив в него выражение (3), может быть получено дифференциальное уравнение, описывающее динамику движения замкнутой системы
+ + 1+λ₁Δω₂= - + (4)
Коэффициент K выбирается из соотношения
K ≥ K < 0 a< 0, где N ≥ 3, тогда траектория движения системы (4) практически совпадает с траекторией движения идеальной системы +λ₁Δω₂= (5) и практически не зависит от параметров объекта управления и возмущающих моментов.

Изменение режима работы силовой установки приводит к изменению эффективности устройства поворота вектора тяги как органа управления. Параметр K выбирается исходя из минимальных значений тяги, ее увеличение приводит лишь к сближению фазовых траекторий уравнений (4) и (5), а также вызывает дополнительное движение, обусловленное появлением в правой части уравнения (4) члена lI-12

ΔΦ_вт/aK, где скорость изменения силы тяги. Влияние этого члена при правильном выборе параметра K пренебрежимо мало.

Низкая чувствительность замкнутой системы устройство управления самолет к изменению параметров объекта управления обеспечивает простоту и точность управления вращательным движением самолета с помощью отклоняемого вектора тяги в широком диапазоне пpименения параметров полета и режимов работы силовой установки.

Изобретение относится к системам управления полетом и предназначено для использования на самолетах обычного взлета и посадки, оборудованных устройствами отклонения вектора тяги, при управлении полетом на закритических углах атаки и околонулевых скоростях. Оно обеспечивает простоту и точность управления продольным движением самолета, оборудованного устройством поворота вектора тяги путем обеспечения низкой чувствительности замкнутой системы устройство управления - самолет к изменениям режима работы силовой установки и аэродинамических моментов тангажа. Это достигается тем, что в устройство управления, содержащее датчик управляющего сигнала 1, первый усилитель 2 и сервопривод устройства поворота вектора тяги 3, дополнительно вводят датчик угловой скорости тангажа 4, первый и второй сумматоры 5,7, интегратор 6 и второй усилитель 8. 1 ил.

УСТРОЙСТВО ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ПРОДОЛЬНЫМ ДВИЖЕНИЕМ САМОЛЕТА, содержащее задатчик управляющего сигнала, первый усилитель и сервопривод устройства поворота вектора тяги, отличающееся тем, что в него дополнительно введены датчик угловой скорости тангажа, первый сумматор, первый и второй инверсный входы которого соединены соответственно с выходами задатчика управляющего сигнала и датчика угловой скорости тангажа, а выход с входом первого усилителя, последовательно соединенные интегратор, вход которого соединен с выходом первого усилителя, второй сумматор и второй усилитель, выход которого соединен с входом сервопривода устройства поворота вектора тяги, второй инверсный вход второго сумматора соединен с выходом датчика угловой скорости тангажа.