УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ ПОСРЕДСТВОМ УПРАВЛЕНИЯ ВЕКТОРОМ ТЯГИ Российский патент 1998 года по МПК B64C15/02 

Изобретение относится к системам управления самолетов посредством изменения вектора тяги.

Из патентной литературы известны устройства для управления летательным аппаратом (см. например, заявки ФРГ N 3222674, кл. В 64 С 15/02, 22.12.83, N 3609457, кл. В 64 С 15/02, 25.09.86, N 3909347 А1, кл. В 64 С 15/02, 27.09.90).

Также известна система управления самолетом, применяемая на демонстрационном самолете F-15S МТД (см. Техническая информация ЦАГИ, N 8, 1987, с. 11-13).

В этой системе 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 осевой составляющей одного двигателя и увеличением другого при помощи створок в сужающей части сопла и поворотом створок решетки, расположенной там же.

Наиболее близким аналогом, рассматриваемым в качестве прототипа, является система управления двухдвигательного самолета, описанная в патенте РФ N 2084375, кл. В 64 С 15/02, 20.07.97.

В этой системе сигналы датчиков органов управления и угловых скоростей поступают в вычислительные устройства, формирующие требуемые отклонения вектора тяги обоих двигателей вокруг горизонтальной оси, что обеспечивает создание управляющих моментов по крену и тангажу. Момент рысканья создается за счет изменения подачи топлива в каждый двигатель. Указанная система имеет ряд недостатков.

Из-за того, что сигналы датчиков перемещений ручки и датчиков угловых скоростей поступают непосредственно на приводы поворотных сопел, сопла непрерывно перемещаются, в результате чего быстро вырабатывается ресурс сопла, что приводит к необходимости ремонта или замены створок сопла в процессе эксплуатации.

Отсутствие ограничений работы сопла по скоростному напору приводит к тому, что сопло перемещается при полетах на тех скоростных напорах, где эффективность аэродинамических поверхностей достаточна и управление при помощи вектора тяги не требуется. Это также приводит к преждевременной выработке ресурса и снижению надежности работы системы. Сопло отклоняется на больших высотах, где из-за пониженной теплоотдачи происходит перегрев и разрушение створок.

Создание момента рыскания путем изменения подачи топлива в тех случаях, когда маневр выполняется при максимальной тяге обоих двигателей, приводит к уменьшению величины полной тяги, что снижает эффективность маневра.

Задачей изобретения является создание системы управления самолетом с помощью вектора тяги, которая не имеет перечисленных выше недостатков.

Технический результат достигается тем, что в систему управления двухдвигательного самолета, содержащей вычислители продольного и путевого управления аэродинамическими поверхностями, датчики углов атаки, скоростного напора и высоты, правое и левое сопла с электрогидравлическими приводами поворота, дополнительно введены нелинейный корректор усиления по углу атаки, первый вход которого соединен с выходом вычислителя продольного управления аэродинамическими поверхностями, а второй вход с выходом датчика угла атаки, электронный усилитель, прямой вход которого соединен с выходом вычислителя продольного управления аэродинамическими поверхностями, а инвертирующий вход с выходом нелинейного корректора усиления по углу атаки, нелинейный усилитель продольного управления аэродинамическими поверхностями, вход которого соединен с выходом электронного усилителя, суммирующий усилитель, первый вход которого соединен с выходом нелинейного корректора усиления по углу атаки, второй вход с выходом нелинейного усилителя продольного управления аэродинамическими поверхностями, а выход с прямыми входами электрических сумматоров правого и левого сопел, нелинейный усилитель путевого управления аэродинамическими поверхностями, вход которого соединен с выходом вычислителя путевого управления аэродинамическими поверхностями, а выход с вторым прямым входом электрического сумматора правого сопла и инвертирующим входом электрического сумматора левого сопла, корректор по скоростному напору и корректор по высоте правого сопла, корректор по скоростному напору и корректор по высоте левого сопла, первые входы которых соединены соответственно с выходами электрических сумматоров правого и левого сопел, а вторые входы с датчиками скоростного напора и высоты, устройства выбора минимального сигнала правого и левого сопел, первые входы которых соединены с выходами корректоров по скоростному напору правого и левого сопел, вторые входы с выходами корректоров по высоте, а выходы со входами правого и левого электрогидравлических приводов, соответствующих сопел, при этом сопла расположены под углом к оси их поворота.

На фиг. 1 представлена блок-схема предлагаемой системы, на фиг. 2 - структурная схема системы, на фиг. 3 - схема расположения сопел.

Система содержит поворотные сопла 21 и 22 правого и левого двигателей, оси вращения которых установлены под углом к горизонтальной плоскости самолета, вычислитель 1 продольного управления аэродинамическими поверхностями, вычислитель 2 путевого управления аэродинамическими поверхностями, электрогидравлические приводы 17 и 18 правого и левого сопла, электрические сумматоры 9 и 10 правого и левого сопла, датчики 3, 19, 20 соответственно углов атаки, скоростного напора и высоты, нелинейный корректор 5 усиления по углу атаки, нелинейный усилитель 4 путевого управления 4, электронный усилитель 6, нелинейный усилитель 7 продольного управления, суммирующий усилитель 8, корректоры 13, 14 по высоте, корректоры 11, 12 по скоростному напору, устройство 15, 16 выбора минимального сигнала, электрогидравлические приводы 17, 18 правого и левого сопел. При этом выход вычислителя 1 продольного управления аэродинамическими поверхностями соединен с прямым входом электронного усилителя 6 и с первым входом нелинейного корректора 5 усиления по углу атаки, вход которого соединен с выходом датчика 3 угла атаки 3, а выход с инвертирующим входом электронного усилителя 6 и с первым входом суммирующего усилителя 8. Выход электронного усилителя 6 соединен с входом нелинейного усилителя 7 продольного управления, выход которого соединен со вторым входом суммирующего усилителя 8. Выход вычислителя 2 путевого управления аэродинамическими поверхностями 2 соединен с входом нелинейного усилителя 4 путевого управления, выход которого соединен со вторым прямым входом электрического сумматора 9 правого сопла и инвертирующим входом электрического сумматора 10 левого сопла, прямой вход которого соединен с выходом суммирующего усилителя 8. С этим же выходом соединен первый прямой вход электрического сумматора 9 правого сопла. Выходы электрических сумматоров 9 и 10 правого и левого сопел соединены с первыми входами корректоров 11, 12 по скоростному напору правого и левого сопел и с первыми входами корректоров 13, 14 по высоте, вторые входы которых соответственно соединены с датчиками 19 и 20 скоростного напора и высоты. Выходы корректоров 13 и 14 по скоростному напору и корректор по высоте соединен с входами устройств 15, 16 выбора минимального сигнала, выходы которых соединены с входами электрогидравлических приводов 17, 18 правого и левого сопел. Выходы электрогидравлических приводов соединены соответственно, с правым и левым поворотным соплом, оси вращения которого установлены под углом к горизонтальной плоскости самолета.

Рассмотрим структурную схему системы, представленной на фиг. 2.

Заданные значения положения сопел δ_с.пр, δ_с.лев в виде электрических сигналов поступают на входы электрогидравлических приводов 17, 18, которые отклоняют сопла. Если δ_с.пр = δ_с.лев, то сопла отклоняются на один и то же угол или вниз (см. фиг. 3а). При этом проекция силы тяги каждого двигателя Р на ось Y самолета создает продольный момент, обеспечивающий управление самолетом вокруг оси Y
M_z = 2Psinδ_с•cosϕ•x_с,
где Р - сила тяги каждого двигателя, δ_с - угол отклонения сопла, ϕ - угол между осью поворота сопла и осью Z самолета, Х - расстояние между соплом и центром тяжести самолета.

Проекция сил на ось Z от обоих двигателей направлены в разные стороны и не создают моменты, вращающего самолет вокруг оси Y. В случае, если δ_с.пр = -δ_с.лев сопла отклоняются в разные стороны (см. фиг. 3б). Проекции сил на ось Y направлены в разные стороны и не создают продольного момента, а проекции сил тяги двигателей на ось Z самолета направлены в одну сторону и создают путевой момент, обеспечивающий управление самолетом вокруг оси Y
M_y = 2Psinδ_с•sinϕ•x_с
В общем случае при отклонении правого сопла на угол δ_с.пр, а левого на угол δ_с.лев создаются как продольный, так и путевой моменты

что обеспечивает одновременное управление самолетом, при помощи вектора тяги вокруг осей Z и Y. Креновой момент, возникающий при управлении относительно оси Y.

где L расстояние между двигателями, невелик из-за сравнительно малой величины L и парируется при необходимости моментом от отключения аэродинамических органов.

При создании момента рыскания максимальное уменьшение вектора тяги двигателей составляет
P = P(1-cosϕ)
учитывая, что угол поворота оси сопел ϕ = 30%, максимальное уменьшение тяги равно 13%. Уменьшение тяги в системе управления, где момент рыскания создается за счет изменения подачи топлива, составляет 50%. (Один двигатель развивает максимальную тягу, тяга второго близка к первой).

Вычисление требуемых положений правого сопла δ_с.пр и левого сопла δ_с.лев происходит следующим образом.

В вычислителе 1 продольного управления аэродинамическими поверхностями самолета определяется требуемое в данный момент положение стабилизатора. Этот сигнал ϕ_ст поступает на электронный усилитель 6 и на нелинейный корректор 5 усиления по углу атаки. При малых углах атаки (α < 26^o) выход нелинейного корректора усиления по углу атаки равен нулю при всех значениях сигнала ϕ_ст, и сигнал с выхода электронного усилителя 6 также равен значению ϕ_ст. Предельные значения ϕ_ст составляют -20^o (кабрирование) и +15^o (пикирование). Если значения ϕ_ст лежат в пределах (-15)-(+10)^o, то сигнал на выходе нелинейного усилителя продольного канала равен О, и сопла по сигналам вычислителя продольного управления аэродинамическими поверхностями не отклоняются.

При углах атаки больше 30 градусов, равен нулю сигнал с электронного усилителя 6, а сопла отклоняются пропорционально сигналам продольного управления, так как именно этот сигнал будет на выходе нелинейного корректора 5 усиления по углу атаки и, следовательно, на выходе суммирующего усилителя 8, сигнал которого δ_с.прод проходит на прямые входы электрических сумматоров и соответствует отклонению сопла для создания продольного момента.

Сигнал ϕ_р.н. с вычислителя 2 путевого управления аэродинамическими поверхностями, равный отклонению рулей направления, поступает на нелинейный усилитель путевого управления, выход которого равен нулю, если руль направления не достиг своих предельных значений +25^o. В этом случае дифференциальное отклонение сопел также равно нулю. Таким образом, сопла отклоняются только в случаях, когда аэродинамические поверхности исчерпали свои возможности (сигнал требуемого отклонения стабилизаторов выходит за пределы (-15)-(+10)^o, а сигналы требуемого отклонения руля направления более 25^o, вследствие чего количество перемещений сопла в процессе управления резко уменьшается и ресурс сопла в летных часах значительно повышается.

Корректоры 13, 14 по высоте и 11, 12 скоростному напору и устройства 15, 16 выбора минимального сигнала обеспечивают то, что сопла не отклоняются на скоростных напорах более 1200 кг/м и на высотах более 12 км. Первое условие связано с тем, что сопла на больших скоростных напорах имеют малую по сравнению с аэродинамическими поверхностями эффективность, а второе с тем, что створки сопел при отклонениях на больших высотах перегреваются из-за малой теплоотдачи.

Таким образом, поставленная задача решается тем, что сигналы для управления соплами формируются таким образом, что сопла отклоняются только тогда, когда стабилизаторы и рули направления находятся в положениях, близких к предельным (исчерпали свои возможности) или тогда, когда самолет находится на больших углах атаки, причем отклонения сопел происходит только в ограниченном диапазоне скоростных напоров и высот, сопла расположены под углом к оси их поворота, благодаря чему при их дифференциальном отклонении создается момент рыскания.

Таким образом, введение корректоров по скоростному напору и высоте и устройств выбора минимального сигнала также резко повышает надежность работы системы и его ресурс.

Изобретение относится к системам управления самолетов. Система содержит поворотные сопла двигателей, с которыми соединены функциональные блоки, связанные последовательно между собой. Имеются вычислители продольного и путевого управления аэродинамическими поверхностями, датчики углов атаки, скоростного напора и высоты. В систему введены нелинейный корректор усиления по углу атаки, электронный и суммирующий усилители, нелинейные усилители продольного и путевого управления аэродинамическими поверхностями, сумматоры сопел. Также введены корректоры по скоростному напору и высоте сопл, устройства выбора минимального сигнала, что повышает надежность системы. Сопла расположены по углом к оси их поворота. Отклонение сопел происходит в ограниченном диапазоне скоростных напоров и высот, что повышает ресурс сопел. 3 ил.

Система управления двухдвигательного самолета посредством управления вектором тяги, содержащая вычислители продольного и путевого управления аэродинамическими поверхностями, датчики углов атаки, скоростного напора и высоты, правое и левое сопла с электрогидравлическими приводами поворота, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены нелинейный корректор усиления по углу атаки, первый вход которого соединен с выходом вычислителя продольного управления аэродинамическими поверхностями, а второй вход - с выходом датчика угла атаки, электронный усилитель, прямой вход которого соединен с выходом вычислителя продольного управления аэродинамическими поверхностями, а инвертирующий выход - с выходом нелинейного корректора усиления по углу атаки, нелинейный усилитель продольного управления аэродинамическими поверхностями, вход которого соединен с выходом электронного усилителя, суммирующий усилитель, первый вход которого соединен с выходом нелинейного корректора усиления по углу атаки, второй вход - с выходом нелинейного усилителя продольного управления аэродинамическими поверхностями, а выход - прямыми входами электрических сумматоров правого и левого сопел, нелинейный усилитель путевого управления аэродинамическими поверхностями, вход которого соединен с выходом вычислителя путевого управления аэродинамическими поверхностями, а выход - со вторым прямым входом электрического сумматора правого сопла и инвертирующим входом электрического сумматора левого сопла, корректор по скоростному напору и корректор по высоте правого сопла, корректор по скоростному напору и корректор по высоте левого сопла, первые входы которых соединены соответственно с выходами электрических сумматоров правого и левого сопел, а вторые входы - с датчиками скоростного напора и высоты, устройства выбора минимального сигнала правого и левого сопел, первые входы которых соединены с выходами корректоров по скоростному напору правого и левого сопел, вторые входы - с выходами корректоров по высоте, а выходы - со входами правого и левого электрогидравлических приводов поворота соответствующих сопел, при этом сопла расположены под углом к оси их поворота.