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

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 U_вх рулевого привода пропорционален заданному углу Φ_дз 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 Φ_д ДУАП от заданного угла поворота Φ_дз ДУАП;
гибкая отрицательная обратная связь по угловой скорости вращения ДУАП;
гибкая отрицательная обратная связь по угловому ускорению вращения ДУАП;
положительная обратная связь по углу α_д отклонения ДУАП относительно управляемой аэродинамической поверхности (УАП)
α_д= Φ_д-Φ_p, (I)
где Φ_p угол отклонения УАП. С учетом этих обратных связей сигнал U_y на выходе суммирующего усилителя определяется следующим выражением

где коэффициенты усиления соответствующих сигналов. Использование управляющего сигнала U_y (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
K_α•(Φ_д-Φ_p)
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; U_вх входной сигнал привода; U_y электрический сигнал на выходе суммирующего усилителя 13; U_м 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 U_вх 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 U_вх=0. УАП 2 и ДУАП 4 неподвижны и занимают свои средние положения, при которых
Φ_д= 0, Φ_p= 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 Х_тр 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=P_o,
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
U_вх= K_ф•Φ_дз> 0, (3)
где K_ф 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
U_у= K₁•K_ф•Φ_дз (4)
где К₁ коэффициент усиления суммирующим усилителем 13 сигналов, поступающих на его первый вход. На выходе усилителя мощности 14 имеем сигнал
U_м=K_м•U_y, (5)
где K_м коэффициент усиления усилителя мощности 14. Работу электромеханического преобразователя управляющего звена 6 по перемещению струйной трубки обычно описывают дифференциальным уравнением второго порядка

где K_тр,T_тр,ζ_тр 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•X_тр при Х_тр1≅X_тр≅X_тр4,
S₂₂=S₂₀+b•X_тр при Х_тр1≅X_тр≅X_тр4,
где а, b производные ; Х_тр1, X_тр4 максимальные отклонения струйной трубки от среднего положения; X_тр2, Х_тр3 - 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=V_o+П•y
V₂=V_o-П•y (9)
y = l•Φ_д,

П, y площадь и перемещение поршня; К показатель адиабаты; Р_k - давление газа, поступающего в привод от системы газоснабжения; Р_a атмосферное давление; V_o объем полостей газового цилиндра при среднем положении поршня; Q_o 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
М_дд=(P₁-P₂)•П•l•K_п,
M_дш= l₄•(Y_д•cosα_д+x_дsinα_д), (12)
Y_д= Cαуд

•S_дq•α_д,
X_д= (C_ход+Cαуд•α2д)•S_д•q,

S_д,C2уд,C_ход 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; К_п коэффициент передачи от ведущего ролика 18 к ведомому ролику 16; q скоростной напор.

При перемещении поршня газового цилиндра рулевой машины 5 изменяется напряжение U_Φд на выходе потенциометрического датчика угла 8, движок которого закреплен на выходном валу 7 рулевой машины 5. Поэтому сигнал пропорционален углу Φ_д 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 U_и 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 l_p от оси вращения УАП 4. Поэтому подъемная сила Y_g (12), создаваемая ДУАП 4 при ее повороте на угол атаки α_д (1), вызывает вращение УАП 2. При повороте УАП 2 на угол Φ_p создаются подъемная сила Y_p и сила лобового сопротивления Х_p приложенные позади оси вращения 1 УАП 2 на расстоянии l₂<l_p от оси 1 и препятствующие вращению УАП 2. Поэтому вращение УАП 2 описывается следующим дифференциальным уравнением второго порядка

где
M_рд= Y_дcosΦ_p,
M_pш= Y_pl₂cosΦ_p+(X_дl_p+X_pl₂)sinΦ_p (18)
Y_p= C2ур

•S_p•q•Φ_p,
X_p= (C_хор+C2ур•Φ2p)S_pq,
I₂ приведенный момент инерции УАП 2 и связанных с ней деталей; S_p,Cαур,C_хор площадь, производная коэффициента подъемной силы по углу атаки и коэффициент лобового сопротивления УАП 2.

При повороте УАП 2 на угол Φ_p 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 U_y (20) усиливается усилителем мощности 14 и вызывает соответствующие перемещение струйной трубки X_тр (6), изменение площадей дросселей (7), изменение давлений Р₁ и P₂ (8) газа в полостях цилиндра рулевой машины 5, поворот ДУАП 4 на угол Φ_д (11) и поворот УАП 2 на угол Φ_p (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 M_дд (12), вызывающий вращение ДУАП 4, уравновешивается шарнирным моментом М_дш (12), препятствующим вращению ДУАП 4, а момент М_рд (18), вызывающий вращение УАП 2, уравновешивается шарнирным моментом М_рш (18), препятствующим вращению УАП 2.

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.

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.