СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ДВУХДВИГАТЕЛЬНОГО САМОЛЕТА Российский патент 1997 года по МПК B64C15/02 

Изобретение относится к системам управления самолетов посредством изменения вектора тяги.

Наиболее близким аналогом является система, примененная на демонстрационном самолете F-15 S MTD.

В этой системе сигналы датчиков положения органов управления и параметров полета поступают с вычислительные устройства, формирующие требуемые углы отклонения вектора тяги и величины осевых составляющих тяги каждого двигателя. Эта информация поступает в другой вычислитель, который формирует команды на отклонения каждой из створок, расположенных в выходных соплах двигателей. Расширяющая часть сопла имеет прямоугольное сечение (плоское сопло) с подвижными верхней и нижней створками. При отклонении этих створок вверх или вниз соответственно отклоняется вектор тяги. Кроме того, в сужающейся части сопла расположены две створки, обеспечивающие изменение площади выходной части сопла вплоть до его полного закрытия, и верхняя и нижняя решетка с поворотными створками. Изменением площади выходной части сопла и углов установки поворотных створок обеспечивается изменение осевой составляющей тяги каждого двигателя.

Таким образом, продольный момент для управления самолета создается отклонением вектора тяги обоих двигателей вверх или вниз при помощи поворота створок в расширяющейся части сопла, поперечный отклонением вектора тяги одного двигателя вверх, а другого вниз, путевой уменьшением осевого составляющей одного двигателя и увеличением другого при помощи створок в сужающейся части сопла и поворотом створок решетки, расположенной там же.

Управление модулем тяги каждого двигателя производится вручную летчиком при помощи штатных систем управления тягой, воздействующих на регуляторы тяги.

Недостатком такой системы является ее сложность и большой вес, что обуславливается значительным количеством поворотных створок, а следовательно, и электрогидроприводов, управляющих ими. Так, на самолете F-15 S MTD каждое сопло имеет восемь электрогидравлических приводов, что свидетельствует о сложности и большом весе этой системы. Ввиду этого, такая система применена лишь на демонстрационном самолете и ее применение на эксплуатируемом самолете практически невозможно. Сложность и большой вес указанной системы обусловлены в основном тем, что для создания путевого момента разнотяг обоих двигателей обеспечивается при помощи изменения площади выходной части сопла и угла установки створок решетки. Отклонение вектора тяги вверх или вниз реализуется сравнительно просто и может быть выполнено как при помощи отклонения верхней и нижней створок (в случае плоского сопла), так и отклонением всего сопла целиком. В этом случае для поворота вектора тяги требуется всего по одному электрогидравлическому приводу на каждый двигатель. Однако, при этом не обеспечивается создание момента для управления самолетом по рысканью.

Задачей, решаемой настоящим изобретением, является создание систем управления самолетом с помощью изменения вектора тяги, со значительно меньшим, по сравнению с рассматриваемым прототипом, количеством электрогидравлических приводов и отклоняемых створок, а следовательно, более простой и легкой.

Поставленная задача решается тем, что разнотяг для создания момента рыскания создается посредством изменения подачи топлива в каждый двигатель и вектор тяги на каждом двигателе поворачивается только вверх или вниз на сравнительно небольшие углы (-15^o).

Это достигается тем, что в систему управления двухдвигательного самолета посредством управления вектором тяги двигателей, содержащую датчики продольного и поперечного положения ручки управления самолета, датчик положения руля направления, датчик угловой скорости тангажа и крена, вычислитель канала тангажа, входы которого соединены с выходами датчика продольного положения ручки управления и датчиком угловой скорости тангажа, вычислитель канала крена, входы которого соединены с выходами датчика поперечного положения ручки управления и датчика угловой скорости крена, вычислитель канала рысканья, входы которого соединены с выходами датчика положения руля направления и датчика угловой скорости тангажа, электрогидравлические приводы поворота правого и левого сопла, системы управления тягой правого и левого двигателей, дополнительно введены электрический сумматор правого двигателя, первый вход которого соединен с выходом вычислителя канала тангажа, а второй с выходом вычислителя канала крена, электрический сумматор левого двигателя, прямой вход которого соединен с выходом вычислителя тангажа, инвертирующий с выходом вычислителя крена, а выходы электрических сумматоров соединены соответственно с входами электрогидравлических приводов, форсирующее устройство, соединенное по первому входу с выходом вычислителя канала рысканья, два электромеханизма-сумматора, первый вход одного из которых подключен к прямому выходу форсирующего устройства, второй к инвентирующему выходу этого же устройства, а вторые входы к выходам систем ручного управления тягой правого и левого двигателей, при этом электрические выходы электромеханизмов-сумматоров подключены соответственно к второму и третьему входами форсирующего устройства, а механические выходы соединены с входами регуляторов тяги правого и левого двигателей.

На фиг. 1 представлена блок-схема предлагаемой системы.

На фиг. 2 изображена схема форсирующего устройства.

На фиг. 3 изображен вариант схемы электромеханизма-сумматора, когда самолет имеет электродистанционную систему ручного управления тягой двигателей.

На фиг. 4 вариант схемы электромеханизма-сумматора, когда самолет имеет механическую систему ручного управления тягой двигателей.

Система содержит датчики продольного 1 и поперечного 2 положения ручки управления самолета, датчик 3 положения руля направления, датчики угловых скоростей тангажа 4 и крена 5, вычислители канала тангажа 6, канала крена 7, канала рысканья 8, электрические сумматоры правого 9 и левого 10 двигателей, электрогидравлические приводы 11, 12, форсирующее устройство 13, электромеханизмы-сумматоры 14, 15, систему ручного управления тягой правого 16 и левого 17 двигателей и регуляторы-тяги 18, 19. При этом выход датчика продольного положения 1 ручки соединен с входом вычислителя канала тангажа 6, выход датчика поперечного положения 2 с входом вычислителя канала крена 7, а выход датчика положения руля направления 3 с входом вычислителя канала рыскания 8. Выход датчика угловых скоростей тангажа 4 соединен с вторыми входами вычислителей канала тангажа 6 и канала рысканья 8, а выход датчика угловых скоростей крена 5 с вторым входом вычислителя канала крена 7. Выход вычислительная канала тангажа 6 соединен с прямыми входами электрических сумматоров правого 9 и левого 10 двигателей, а выход вычислителя канала крена 7 соединен с прямым входом электрического сумматора правого двигателя 9 и инвертирующим входом электрического сумматора левого 10 двигателя. Выходы электрических сумматоров 9, 10 соединены с входами электрогидравлических приводов 11, 12.

Выход вычислителя канала рысканья 8 соединен с первым входом форсирующего устройства 13, второй и третий входы которого подсоединены к электрическим выходам электромеханизмов-сумматоров 14, 15. Прямой выход форсирующего устройства 13 подключен к первому входу одного из электромеханизмов-сумматоров 14, а инвертирующий выход к первому входу второго сумматора 15. Вторые входы электромеханизмов-сумматоров 14, 15 подключены к системам ручного управления 16, 17 тягой двигателей, а их механические выходы соединены с выходами регуляторов тяги 18, 19.

Форсирующее устройство 13 содержит получаемый сигнал разнотяга 20, усилитель 21 с коэффициентом усиления К, сумматор 22, запаздывающий фильтр 23 с передаточной функцией К₁/Т_р+1. Устройство содержит также сумматор 24 и инвертор 25.

Электромеханизмы-сумматоры 14, 15 содержат усилитель 25, электродвигатель 27, редуктор 28 и датчик обратной связи 29. Редуктор 28 выполнен с выходным звеном 30.

Сигналы с датчиков продольного 1 и поперечного 2 положения ручки управления самолета, датчика положения руля направления 3, датчиков угловых скоростей тангажа 4 и крена 5 поступают на входы вычислителей канала тангажа 6, канала крена 7 и канала рысканья 8. В вычислителях на основе пришедшей с датчиков информации формируются сигналы требуемых углов синфазного и дифференциального отклонения сопл, необходимых для создания продольных и поперечных моментов от вектора тяги, а также величина разнотяга для создания момента рысканья.

Сигналы синфазного отклонения сопел определяются по формуле δ_ν=K_νf_ν+μ_z•ω_z•W₁(p), а сигналы дифференциального отклонения по формуле
δ_γ=K_γf_γ+μ_xω_x•W₂(p),
где
δ_ν; δ_γ требуемые углы синфазного и дифференциального отклонения сопл;
f_ν; f_γ продольные и поперечные отклонения ручки управления самолетом;
w_z; ω_x угловые скорости самолета вокруг осей Z и X;
W₁(P); W₂(P) передаточные функции фильтров, обеспечивающих фильтрацию упругих самолетов;
K_ν, K_γ; μ_x, μ_z коэффициенты усилия.

Сигналы синфазного и дифференциального отклонения из вычислителей крена 7 и тангажа 6 поступают на электрические сумматоры правого 9 и левого 10 двигателей, причем на сумматоре правого двигателя сигналы суммируются, а на сумматоре левого двигателя вычитаются, так как сигнал с вычислителя крена поступает на инвертирующий вход сумматора. Таким образом, на выходе сумматоров по формулам δ_пр=δ_ν+δ_γ и δ_лев= δ_v-δ_γ формируются сигналы требуемых углов отклонения вектора тяги правого и левого двигателей. Эти сигналы поступают на электрогидравлические привода 11, 12, которые реализуют требуемые отклонения векторов.

Сигнал разнотяга формируется в вычислителе канала рысканья на основании сигналов положения рулей направления по формуле:
,
где δ_p требуемое значение разнотяга;
f_рн отклонение руля направления;
коэффициенты усиления.

В данной формуле сигнал отклонения руля направления определяет значение разнотяга, необходимое для управления самолетом по рысканью, а сигнал датчика угловой скорости ω_z определяют величину разнотяга, необходимую для компенсации гироскопического момента двигателей, при вращении самолета вокруг оси Z.

Сформированный в вычислителе канала рысканья сигнал разнотяга поступает на вход форсирующего устройства 13, которое устанавливается для компенсации запаздывания между заданным сигналом разности и изменением тяги двигателя. Кроме того, формирующее устройство обеспечивает увеличение изменения тяги одного двигателя, в случае если регулятор тяги другого двигателя находится в крайнем положении. Сигналы с форсирующего устройства поступают на электромеханизмы-сумматоры 14, 15, где суммируются с сигналами систем ручного управления тягой 16, 17. Электромеханизмы-сумматоры перемещают входные звенья тяги, что обеспечивает ее необходимое изменение для каждого двигателя. Схема форсирующего устройства 13 и его взаимодействие с электромеханизмами-сумматорами 14, 15 приведена на фиг. 2.

Из сигнала разнотяга 20, поданного на входной усилитель 21 с коэффициентом усиления К, на сумматоре 22 вычитается сигнал обратной связи, пропущенный через запаздывающий фильтр 23, с передаточной функцией К₁/Т_р+1. Сигнал обратной связи формируется на сумматоре 24 как алгебраическая сумма сигналов, поступающих с выходов электромеханизмов-сумматоров 14, 15. Вследствие этого значение сигнала, поступающего на вход электромеханизмов-сумматоров, а следовательно, и соответствующее изменение тяги каждого двигателя определяется формулой:

за счет чего и обеспечивается форсирование сигнала. Изменение тяги правого и левого двигателя происходит в противоположных направлениях, так как сигнал на электромеханизм-сумматор левого двигателя пропускается через инвертор 25. Выходы электромеханизмов-сумматоров ограничены значениями, соответствующими крайним положениям регуляторов тяги для заданного режима работы двигателей. Вследствие этого, если один из регуляторов тяги 18, 19 находится в крайнем положении, при поступлении команды на изменение тяги соответствующего двигателя в сторону ограничения, сигнал обратной связи в форсирующем устройстве 13 уменьшается и регулятор другого двигателя перемещается на большую величину, благодаря чему обеспечивается создание необходимого момента рыскания самолета.

Электромеханизмы-сумматоры 9, 10 предназначены для перемещения входных звеньев регуляторов тяги 18, 19 пропорционально сумме сигналов от форсирующего устройства 13 и системы ручного управления тягой 16, 17 каждого двигателя. Варианты возможных схем электромеханизмов-сумматоров показаны на фиг. 3 и 4. Первый вариант предназначен для случая, когда на самолете установлена электродистанционная система ручного управления тягой двигателей. В этом случае электромеханизмы-сумматоры 14, 15 являются следящими электроприводами. Выходное звено 30 редуктора 28 перемещается пропорционально сумме двух сигналов: сигнала 31 от форсирующего устройства 13 и сигнала 32 от систем ручного управления тягой. Сигнал 33 в виде электрического выхода электромеханизма-сумматора поступает на вход форсирующего устройства 13. Второй вариант предназначен для случая механической системы ручного управления тягой двигателей. В этом варианте выходное звено 30, перемещающееся пропорционально сигналу 31 от форсирующего устройства 13, подсоединено к суммирующей качалке 34. К второму входу этой качалки подсоединена одна из систем ручного управления тягой двигателя 16, 17. Выход качалки, которая является звеном электромеханизма-сумматора, перемещается пропорционально сумме сигналов, поступающих от форсирующего устройства 13 и от системы ручного управления тягой двигателя 16, 17. В обоих вариантах выходные звенья 30 электромеханизмов-сумматоров механически соединены с входами регуляторов тяги 19, что обеспечивает необходимое изменение тяги каждого двигателя.

Область применения управления самолетом. Сущность: система управления двухдвигательным самолетом содержит датчики продольного и поперечного положения ручки управления самолета, датчик положения руля направления и датчики угловых скоростей тангажа и крена, вычислительного канала тангажа, канала крена и канала рыскания, электрические сумматоры правого и левого двигателей и электрогидравлические приводы, форсирующее устройство, электромеханизмы-сумматоры и системы ручного управления тягой правого и левого двигателей и регуляторы-тяги. 4 ил.

Система управления двухдвигательного самолета посредством управления вектором тяги двигателей, содержащая датчики продольного и поперечного положения ручки управления самолета, датчик положения руля направления, датчики угловой скорости тангажа и крена, вычислитель канала тангажа, входы которого соединены с выходами датчика продольного положения ручки управления и датчика угловой скорости тангажа, вычислитель канала крена, входы которого соединены с выходами датчика поперечного положения ручки управления и датчика угловой скорости крена, вычислитель канала рысканья, входы которого соединены с выходами датчика положения руля направления и датчика угловой скорости тангажа, электрогидравлические приводы поворота правого и левого сопла, системы управления тягой правого и левого двигателей, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены электрический сумматор правого двигателя, первый вход которого соединен с выходом вычислителя канала тангажа, а второй с выходом вычислителя канала крена, электрический сумматор левого двигателя, прямой вход которого соединен с выходом вычислителя тангажа, инвертирующий с выходом вычислителя крена, а выходы электрических сумматоров соединены соответственно с входами электрогидравлических приводов, форсирующее устройство, соединенное по первому входу с выходом вычислителя канала рысканья, два электромеханизма-сумматора, первый вход одного из которых подключен к прямому выходу форсирующего устройства, второго к инвертирующему выходу этого же устройства, а вторые входы к выходам систем ручного управления тягой правого и левого двигателей, при этом электрические выходы электромеханизмов-сумматоров подключены соответственно к второму и третьему входам форсирующего устройства, а механические выходы соединены с входами регуляторов тяги правого и левого двигателей.