РУЛЕВОЙ ПРИВОД УПРАВЛЯЕМОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ПОВЕРХНОСТИ Российский патент 1997 года по МПК B64C13/50 

Описание патента на изобретение RU2072311C1

Изобретение относится к рулевым приводам управляемых аэродинамических поверхностей (аэродинамические рули, элероны, поворотное крыло и т.п.) летательного аппарата и может быть использовано при создании новых и модернизации существующих летательных аппаратов.

Известен газовый рулевой привод [1] управляемой аэродинамической поверхности, который содержит рулевую машину с управляющим звеном, состоящим из электромеханического преобразователя и газового усилителя, последовательно соединенные датчик угла, суммирующий усилитель и усилитель мощности, причем выходной вал рулевой машины механически связан с осью управляемой аэродинамической поверхности и датчиком угла, другой вход суммирующего усилителя соединен с выходом системы формирования входного сигнала привода, а выход усилителя мощности соединен с входом управляющего звена рулевой машины. Недостатком этого привода является существенное увеличение массы привода и источников его питания с ростом времени работы и потребной мощности привода.

Известен также рулевой привод управляемой аэродинамической поверхности летательного аппарата [2] который содержит дополнительную управляющую аэродинамическую поверхность, установленную на задней кромке управляемой аэродинамической поверхности с возможностью вращения вокруг оси, параллельной оси вращения управляемой аэродинамической поверхности, установленные в корпусе летательного аппарата, рулевую машину с управляющим звеном и выходным валом, датчики угловой скорости и углового ускорения, а также последовательно соединенные датчик угла, суммирующий усилитель и усилитель мощности, причем выходной вал рулевой машины механически связан с дополнительной управляющей аэродинамической поверхностью, датчики угла, угловой скорости и углового ускорения механически связаны с управляемой аэродинамической поверхностью, выход системы формирования входного сигнала привода и выходы датчиков угловой скорости и углового ускорения соединены с соответствующими входами суммирующего усилителя, а выход усилителя мощности подсоединен к входу управляющего звена рулевой машины. Недостатком этого рулевого привода является высокая стоимость его производства и эксплуатации.

Прототипом изобретения следует считать рулевой привод управляемой аэродинамической поверхности летательного аппарата [2] общими признаками которого является то, что он содержит дополнительную управляющую аэродинамическую поверхность, установленную на задней кромке управляемой аэродинамической поверхности с возможностью вращения вокруг оси, параллельной оси вращения управляемой аэродинамической поверхности, а также установленные в корпусе летательного аппарата рулевую машину с управляющим звеном и выходным валом, и последовательно соединенные датчик угла, суммирующий усилитель и усилитель мощности, причем выходной вал рулевой машины механически связан с дополнительной управляющей аэродинамической поверхностью, датчик угла механически связан с управляемой аэродинамической поверхностью, другой вход суммирующего усилителя соединен с выходом системы формирования входного сигнала привода, а выход усилителя мощности подсоединен к входу управляющего звена рулевой машины.

Кроме того, прототип содержит датчики угловой скорости и углового ускорения, которые механически связаны с управляемой аэродинамической поверхностью и их выходы соединены с соответствующими входами суммирующего усилителя.

Недостатком прототипа является сравнительно высокая стоимость его производства и эксплуатации. Это обусловлено, во-первых, наличием в его составе таких сложных и дорогостоящих электромеханических устройств, как датчик угловой скорости и углового ускорения. Во-вторых, для обеспечения высокого быстродействия привода в широком диапазоне значений нагрузки на рулевую машину, создаваемой шарнирным моментом дополнительной управляющей аэродинамической поверхности при полете летательного аппарата в широком диапазоне высот и скоростей, в этом приводе необходимо использовать гидравлическую рулевую машину, рабочая жидкость которой практически несжимаема. Гидравлическая рулевая машина и гидросистема, обеспечивающая ее работу, сложны и дороги в производстве. Кроме того, они сложны и неудобны в эксплуатации, так как требуют частых проверок для исключения утечек жидкости.

Целью изобретения является уменьшение стоимости производства и эксплуатации рулевого привода при обеспечении его высокого быстродействия в широком диапазоне, изменения нагрузки рулевой машины.

Цель достигается следующим образом. В состав привода введен второй датчик угла, а вместо датчиков угловой скорости и углового ускорения введены два дифференцирующих усилителя и инвертор, причем вход второго датчика угла механически связан с выходным валом рулевой машины, выход второго датчика угла электрически соединен с входом первого дифференцирующего усилителя и с пятым входом суммирующего усилителя, выход первого дифференцирующего усилителя электрически соединен с входом инвертора и с входом второго дифференцирующего усилителя, выход инвертора электрически соединен с четвертым входом суммирующего усилителя, выход второго дифференцирующего усилителя электрически соединен с третьим входом суммирующего усилителя, а входной сигнал Uвх рулевого привода пропорционален заданному углу Φдз отклонения дополнительной управляющей поверхности (ДУАП). Благодаря указанным выше отличиям от прототипа в предлагаемом приводе реализуются следующие внешние обратные связи:
жесткая отрицательная обратная связь по отклонению угла поворота Φд ДУАП от заданного угла поворота Φдз ДУАП;
гибкая отрицательная обратная связь по угловой скорости вращения ДУАП;
гибкая отрицательная обратная связь по угловому ускорению вращения ДУАП;
положительная обратная связь по углу αд отклонения ДУАП относительно управляемой аэродинамической поверхности (УАП)
αд= Φдp, (I)
где Φp угол отклонения УАП. С учетом этих обратных связей сигнал Uy на выходе суммирующего усилителя определяется следующим выражением

где коэффициенты усиления соответствующих сигналов. Использование управляющего сигнала Uy (2) обеспечивает, как показали исследования, высокое быстродействие привода при отклонении УПА на угол, пропорциональный заданному углу отклонения ДУАП, при использовании в приводе газовой рулевой машины. Это можно объяснить тем, что сигнал
Kα•(Φдp)
внешней положительной обратной связи в значительной мере компенсирует действие внутренних отрицательных обратных связей в газовой рулевой машине, которые обусловлены сжимаемостью газа и вызывают существенные колебания движения выходного вала этой рулевой машины. Газовая рулевая машина и система газоснабжения, обеспечивающая ее работу, значительно проще по устройству, дешевле в производстве и эксплуатации, чем гидравлическая рулевая машина и соответствующая ей гидросистема, которые необходимо использовать в прототипе.

Сущность изобретения поясняется конструктивно-электрической схемой рулевого привода, показанной на чертеже, где 1 ось управляемой аэродинамической поверхности; 2 управляемая аэродинамическая поверхность; 3 корпус летательного аппарата; 4 дополнительная управляющая аэродинамическая поверхность; 5 рулевая машина; 6 управляющее звено рулевой машины; 7 выходной вал рулевой машины; 8 датчик угла поворота дополнительной управляющей аэродинамической поверхности; 9 датчик угла поворота управляемой аэродинамической поверхности; 10 первый дифференцирующий усилитель; 11 второй дифференцирующий усилитель; 12 - инвертор; 13 суммирующий усилитель; 14 усилитель мощности; 15 ось дополнительной управляющей аэродинамической поверхности; 16 ведомый ролик; 17 промежуточный ролик; 18 ведущий ролик; 19 вал; 20 тросовая проводка; 21 поводок; 22 штырь; электрический сигнал на выходе датчика угла 8; электрический сигнал на выходе датчика угла 9; - электрический сигнал на выходе дифференцирующего усилителя 10; - электрический сигнал на выходе инвертора 12; электрический сигнал на выходе дифференцирующего усилителя 11; Uвх входной сигнал привода; Uy электрический сигнал на выходе суммирующего усилителя 13; Uм электрический сигнал на выходе усилителя мощности 14; R, C - сопротивление резистора и емкость конденсатора, которые входят в состав дифференцирующих усилителей; l расстояние между осью вала 19 и центром штыря 22.

Устройство предлагаемого привода состоит в следующем. Ось 1 управляемой аэродинамической поверхности 2 установлена в корпусе 3 летательного аппарата с возможностью вращения относительно корпуса 3 вокруг оси, перпендикулярной продольной оси корпуса 3. На управляемой аэродинамической поверхности 2 в области ее задней кромки установлена дополнительная управляющая аэродинамическая поверхность 4 с возможностью вращения относительно управляемой аэродинамической поверхности 2 вокруг оси, параллельной оси вращения поверхности 2. Внутри корпуса 3 установлены рулевая машина 5 с управляющим звеном 6 и выходным валом 7, датчик угла 8, второй датчик угла 9, первый дифференцирующий усилитель 10, второй дифференцирующий усилитель 11, инвертор 12, суммирующий усилитель 13 и усилитель мощности 14. Ось 15 поверхности 4 механически связана с выходным валом 7 рулевой машины 5 посредством ведомого ролика 16, закрепленного на оси 15, двух промежуточных роликов 17, установленных на управляемой аэродинамической поверхности 2 с возможностью их вращения, ведущего ролика 18, закрепленного на валу 19, который установлен в корпусе 3 с возможностью вращения, тросовой проводки 20 между роликами 16 и 18 через ролики 17, поводка 21, закрепленного на валу 19, и штыря 22, который закреплен на выходном валу 7 и входит в прорезь поводка 21. Датчик угла 8 механически связан с выходным валом 7 рулевой машины 5 и электрически соединен с пятым входом суммирующего усилителя 13 и с входом дифференцирующего усилителя 10. Датчик угла 9 механически соединен с осью 1 управляемой аэродинамической поверхности 2 и электрически соединен со вторым входом суммирующего усилителя 13. Выход дифференцирующего усилителя 10 электрически соединен с входом инвертора 12 и с входом дифференцирующего усилителя 11. Выход инвертора 12 электрически соединен с четвертым входом суммирующего усилителя 13, а третий вход этого усилителя электрически соединен с выходом инвертора 12. Первый вход суммирующего усилителя 13 электрически соединен с выходом системы формирования входного сигнала Uвх рулевого привода. Выход суммирующего усилителя 13 электрически соединен с входом усилителя мощности 14, выход которого электрически соединен с входом управляющего звена 6 рулевой машины 5.

При рассмотрении работы предлагаемого привода в динамике рассмотрим привод, в котором рулевая машина 5 является газовым цилиндром, выходной вал 7 представляет собой шток поршня газового цилиндра, а управляющее звено 6 является электромеханическим преобразователем с газораспределительным устройством типа "струйная трубка". В качестве исходного примем режим работы привода, при котором Uвх=0. УАП 2 и ДУАП 4 неподвижны и занимают свои средние положения, при которых
Φд= 0, Φp= 0.
Поэтому на выходах датчиков углов 8 и 9, дифференцирующих усилителей 10 и 11, инвертора 12, суммирующего усилителя 13 и усилителя мощности 14 действуют нулевые электрические сигналы. Электромеханический преобразователь управляющего звена 6 поставит струйную трубку в среднее положение, при котором координата Хтр ее конца равна нулю и равны площади
S11=S12=S10
входных дросселей газового цилиндра рулевой машины 5 и площади
S21=S22=S20
выходных дросселей этого газового цилиндра. Поэтому газ в обеих полостях газового цилиндра рулевой машины 5 находится при одинаковых давлениях
P1=P2=Po,
и поршень газового цилиндра рулевой машины 5 неподвижен. Будем также считать, что корпус 3 летательного аппарата находится под нулевым углом атаки.

Пусть в некоторый момент времени на первый вход суммирующего усилителя 13 поступает сигнал
Uвх= Kф•Φдз> 0, (3)
где Kф коэффициент усиления системы формирования входного сигнала привода. Так как на остальных входах суммирующего усилителя 13 действуют нулевые сигналы, то на выходе этого усилителя действует сигнал
Uу= K1•Kф•Φдз (4)
где К1 коэффициент усиления суммирующим усилителем 13 сигналов, поступающих на его первый вход. На выходе усилителя мощности 14 имеем сигнал
Uм=Kм•Uy, (5)
где Kм коэффициент усиления усилителя мощности 14. Работу электромеханического преобразователя управляющего звена 6 по перемещению струйной трубки обычно описывают дифференциальным уравнением второго порядка

где Kтр,Tтртр коэффициент усиления, постоянная времени и декремент затухания управляющего звена 6. При перемещении конца струйной трубки изменяются площади S11, S12 входных и площади S21, S22 выходных дросселей

S21=S20-b•Xтр при Хтр1≅Xтр≅Xтр4,
S22=S20+b•Xтр при Хтр1≅Xтр≅Xтр4,
где а, b производные ; Хтр1, Xтр4 максимальные отклонения струйной трубки от среднего положения; Xтр2, Хтр3 - границы линейного изменения S11 и S12 при отклонении струйной трубки. При изменении площадей входных и выходных дросселей будут изменяться давления Р1 и P2 газа в полостях газового цилиндра рулевой машины 5 в соответствии с уравнениями

где


V1=Vo+П•y
V2=Vo-П•y (9)
y = l•Φд,

П, y площадь и перемещение поршня; К показатель адиабаты; Рk - давление газа, поступающего в привод от системы газоснабжения; Рa атмосферное давление; Vo объем полостей газового цилиндра при среднем положении поршня; Qo объем газа, который проходит за 1 с через входной дроссель при среднем положении струйной трубки. Значение функции f1, при других аргументах определяются выражением (10) для соответствующих аргументов.

Под действием силы F, от разности давлений газа на поршень,
F=(P1-P2)•П
поршень начинает перемещаться. При этом перемещается выходной вал 7, скрепленный с поршнем, и через штырь 22, находящийся в прорези поводка 21, поворачиваются поводок 21, вал 19, на котором закреплен поводок 21, и ведущий ролик 18, закрепленный на валу 19. Поворот ведущего ролика 18 с помощью тросовой передачи 20, проходящей через ролики 17, вызывает поворот ведомого ролика 16 и дополнительной управляющей аэродинамической поверхности 4, на оси 15 которой закреплен ведомый ролик 16. Вращение ДУАП 4 описывается следующим дифференциальным уравнением второго порядка

где
Мдд=(P1-P2)•П•l•Kп,
Mдш= l4•(Yд•cosαд+xдsinαд), (12)
Yд= Cαуд

•Sдq•αд,
Xд= (Cход+Cαуд
•α2д
)•Sд•q,

Sд,C2уд
,Cход площадь, производная коэффициента подъемной силы по углу атаки и коэффициент лобового сопротивления ДУАП 4; I4 приведенный момент инерции ДУАП 4 и связанных с ней деталей; l4 расстояние от оси вращения ДУАП 4 до центра давления ДУАП 4; Кп коэффициент передачи от ведущего ролика 18 к ведомому ролику 16; q скоростной напор.

При перемещении поршня газового цилиндра рулевой машины 5 изменяется напряжение UΦд на выходе потенциометрического датчика угла 8, движок которого закреплен на выходном валу 7 рулевой машины 5. Поэтому сигнал пропорционален углу Φд поворота ДУАП 4

Отрицательное значение коэффициента К8 усиления датчика угла 8 обеспечивается соответствующим подключением электропитания этого датчика. Сигнал (13) поступает на вход дифференцирующего усилителя 10, на выходе которого появляется электрический сигнал

где τ = R•C
Сигнал поступает на вход инвертора 12, на выходе которого получаем сигнал Uи обратного знака

и на вход дифференцирующего усилителя 11, на выходе которого появляется сигнал

Ось вращения ДУАП 4 установлена на задней кромке УАП 4 на расстоянии lp от оси вращения УАП 4. Поэтому подъемная сила Yg (12), создаваемая ДУАП 4 при ее повороте на угол атаки αд (1), вызывает вращение УАП 2. При повороте УАП 2 на угол Φp создаются подъемная сила Yp и сила лобового сопротивления Хp приложенные позади оси вращения 1 УАП 2 на расстоянии l2<lp от оси 1 и препятствующие вращению УАП 2. Поэтому вращение УАП 2 описывается следующим дифференциальным уравнением второго порядка

где
Mрд= YдcosΦp,
M= Ypl2cosΦp+(Xдlp+Xpl2)sinΦp (18)
Yp= C2ур

•Sp•q•Φp,
Xp= (Cхор+C2ур
•Φ2p
)Spq,
I2 приведенный момент инерции УАП 2 и связанных с ней деталей; Sp,Cαур
,Cхор площадь, производная коэффициента подъемной силы по углу атаки и коэффициент лобового сопротивления УАП 2.

При повороте УАП 2 на угол Φp появляется сигнал

на выходе потенциометрического датчика угла 9, движок которого механически связан с осью 1 УАП 2. Отрицательное значение коэффициента К9, усиления датчика угла 9, обеспечивается соответствующим подключением электропитания этого датчика.

Сигналы поступают соответственно на первый, второй, третий, четвертый и пятый входы суммирующего усилителя 13, с выхода которого снимается суммарный сигнал

где К1, K2, K3, K4, K5 коэффициенты усиления суммирующим усилителем 13 сигналов, поступающих на соответствующие входы этого усилителя. Сравнение выражений (2) и (20) показывает, что если удовлетворяются соотношения

то сигналы (2) и (20) идентичны.

Сигнал Uy (20) усиливается усилителем мощности 14 и вызывает соответствующие перемещение струйной трубки Xтр (6), изменение площадей дросселей (7), изменение давлений Р1 и P2 (8) газа в полостях цилиндра рулевой машины 5, поворот ДУАП 4 на угол Φд (11) и поворот УАП 2 на угол Φp (17). По окончанию переходного процесса все производные по времени становятся нулевыми, струйная трубка управляющего звена 6, поршень рулевой машины 5, ДУАП 4 и УАП 2 останавливаются в тех положениях, при которых момент Mдд (12), вызывающий вращение ДУАП 4, уравновешивается шарнирным моментом Мдш (12), препятствующим вращению ДУАП 4, а момент Мрд (18), вызывающий вращение УАП 2, уравновешивается шарнирным моментом Мрш (18), препятствующим вращению УАП 2.

Похожие патенты RU2072311C1

название год авторы номер документа
СПОСОБ ПОВОРОТА УПРАВЛЯЮЩЕЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ПОВЕРХНОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 2001
  • Григорьев В.Г.
  • Григорьев Д.В.
  • Григорьев В.В.
RU2193992C2
РУЛЕВОЙ ПРИВОД УПРАВЛЯЕМОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ПОВЕРХНОСТИ 1994
  • Григорьев Владимир Григорьевич
  • Григорьев Дмитрий Владимирович
RU2090446C1
Рулевой привод управляемой аэродинамической поверхности летательного аппарата 1990
  • Григорьев Владимир Григорьевич
  • Григорьев Дмитрий Владимирович
SU1794804A1
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СХЕМА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 1993
  • Григорьев Владимир Григорьевич
  • Григорьев Дмитрий Владимирович
RU2093417C1
СЛЕДЯЩИЙ КООРДИНАТОР ЦЕЛИ 1993
  • Григорьев Владимир Григорьевич
  • Григорьев Дмитрий Владимирович
RU2042101C1
ПРИВОД УБОРКИ И ВЫПУСКА ШАССИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 1994
  • Григорьев Владимир Григорьевич
  • Григорьев Дмитрий Владимирович
RU2085445C1
АВТОМОБИЛЬ 1995
  • Григорьев Владимир Григорьевич
  • Григорьев Дмитрий Владимирович
  • Григорьев Василий Владимирович
RU2104895C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ЭЛЕКТРОПНЕВМАТИЧЕСКИМ РУЛЕВЫМ ПРИВОДОМ УПРАВЛЯЕМОГО СНАРЯДА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ 1997
  • Бабичев В.И.
  • Фимушкин В.С.
  • Тошнов Ф.Ф.
  • Гриценко В.В.
  • Гусев А.В.
  • Чистяков Ю.Н.
RU2138767C1
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СХЕМА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 1998
  • Григорьев В.Г.
  • Григорьев Д.В.
  • Григорьев В.В.
RU2148533C1
СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ ПОЛЯ ЗРЕНИЯ СИСТЕМЫ ОБЗОРА 2000
  • Григорьев В.Г.
  • Григорьев Д.В.
  • Григорьев В.В.
RU2183023C2

Реферат патента 1997 года РУЛЕВОЙ ПРИВОД УПРАВЛЯЕМОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ПОВЕРХНОСТИ

Изобретение используется для отклонения управляемой аэродинамической поверхности (УАП) (руля, консоли поворотного крыла и т.д.) летательного аппарата (ЛА). Цель изобретения состоит в уменьшении стоимости производства и эксплуатации рулевого привода при обеспечении его высокого быстродействия в широком диапазоне нагрузок рулевой машины (РМ). На задней кромке УАП установлена с возможностью вращения дополнительная управляющая аэродинамическая поверхность (ДУАП), которая механически связана с выходным валом РМ, установленной в корпусе ЛА. С осью УАП механически связан вход первого датчика угла (ДУ), выход которого электрически соединен с первым входом суммирующего усилителя (СУ), а с осью ДУАП механически связан вход второго ДУ, выход которого электрически соединен со вторым входом СУ и с входом первого дифференцирующего усилителя (ДУ), выход которого электрически соединен с входом инвертора (И) и с входом ДУ. Выходы И и второго ДУ электрически соединены соответственно с третьим и четвертым входами СУ, на пятый вход которого подается входной сигнал привода, пропорциональный заданному значению угла отклонения ДУАП. Выход СУ электрически соединен с входом усилителя мощности, выход которого электрически соединен с входом управляющего звена РМ. 1 ил.

Формула изобретения RU 2 072 311 C1

Рулевой привод управляемой аэродинамической поверхности, содержащий дополнительную управляющую аэродинамическую поверхность, установленную на задней кромке управляемой аэродинамической поверхности с возможностью вращения вокруг оси, параллельной оси вращения управляемой аэродинамической поверхности, рулевую машину с управляющим звеном и выходным валом, последовательно соединенные датчик угла, суммирующий усилитель и усилитель мощности, причем выходной вал рулевой машины механически связан с дополнительной управляющей аэродинамической поверхностью, датчик угла механически связан с управляемой аэродинамической поверхностью, другой вход суммирующего усилителя соединен с выходом системы формирования входного сигнала привода, а выход усилителя мощности подсоединен к входу управляющего звена рулевой машины, отличающийся тем, что в него дополнительно введены инвертор и последовательно соединенные второй датчик угла, первый дифференцирующий усилитель и второй дифференцирующий усилитель, при этом выходы второго датчика угла, инвертора и второго дифференцирующего усилителя подключены к входам суммирующего усилителя, вход инвертора подключен к выходу первого дифференцирующего усилителя, а вход второго датчика угла механически связан с выходным валом рулевой машины.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 1997 года RU2072311C1

Печь для непрерывного получения сернистого натрия 1921
  • Настюков А.М.
  • Настюков К.И.
SU1A1
С.В.Костин, Б.И.Петров, Н.С.Гамынин Рулевые приводы", М., Машиностроение, 1973, с.102-103, рис.2.5, 2.7
Аппарат для очищения воды при помощи химических реактивов 1917
  • Гордон И.Д.
SU2A1
SU, авторское свидетельство N 1794804, кл
Нефтяной конвертер 1922
  • Кондратов Н.В.
SU64A1

RU 2 072 311 C1

Авторы

Григорьев Владимир Григорьевич

Григорьев Дмитрий Владимирович

Даты

1997-01-27Публикация

1993-06-16Подача