СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ САМОЛЕТА Российский патент 2005 года по МПК B64C13/08 

Заявляемое изобретение относится к технике автоматического управления полетом самолета при его пространственном маневрировании.

Известна система автоматического управления полетом самолета, содержащая контур управления скоростью полета посредством автомата тяги, включающий в себя последовательно соединенные измеритель отклонения скорости полета от заданного значения, первый вход которого соединен с блоком формирования заданного значения скорости полета, а второй вход соединен с измерителем текущего значения скорости полета, контур формирования заданного значения продольной перегрузки и контур отработки заданного значения продольной перегрузки. Система содержит также контур управления углом наклона траектории полета, включающий в себя последовательно соединенные измеритель отклонения угла наклона траектории от заданного значения, первый вход которого соединен с блоком формирования заданного значения угла наклона траектории, а второй вход соединен с измерителем текущего значения угла наклона траектории, контур формирования заданного значения нормальной перегрузки, второй вход которого соединен с блоком формирования заданного значения угла наклона траектории, а третий вход соединен с измерителем текущего значения угла наклона траектории, и контур отработки заданного значения нормальной перегрузки [1, 2].

Известная система обеспечивает полет по заданным программным траекториям с выдерживанием предельных скоростей полета при выполнении вертикальных маневров.

Однако, траекторная безопасность полета по всем возможным профилям маневрирования при автоматическом управлении не обеспечивается, так как функции командного управления с выдачей экипажу сигнализации о приближении к предельно допустимой скорости полета выполняет система ограничительных сигналов, не связанная с системой траекторного управления.

В этих условиях при полете по траекториям, не заданным программно, например, в режиме стабилизации угла тангажа при выполнении маневра “Горка”, невыход самолета за ограничение по минимально допустимой скорости полета при конечной тяге силовой установки не гарантируется, экипаж вынужден вмешиваться в управление для измерения угла тангажа в целях поддержания скорости полета или, в случаях ошибочных действий, выполнять маневр ухода в ручном режиме управления после срабатывания командной сигнализации системы ограничительных сигналов, при запаздывании на реакцию которой может произойти выход самолета за эксплуатационные ограничения по скорости полета, что является недостатком данной системы.

Целью изобретения является расширение функциональных возможностей системы автоматического управления полетом самолета с обеспечением безопасности полета по всем возможным профилям маневрирования в эксплуатационной области разрешенных скоростей полета, посредством формирования замкнутого полноразмерного контура траекторного управления с учетом реально действующих энергетических ограничений по тяге летательного аппарата.

Поставленная цель достигается за счет того, что в систему автоматического управления полетом самолета, содержащую контур управления скоростью полета посредством автомата тяги, включающий в себя последовательно соединенные измеритель отклонения скорости полета от заданного значения, первый вход которого соединен с блоком формирования заданного значения скорости полета, а второй вход соединен с измерителем текущего значения скорости полета, контур формирования заданного значения продольной перегрузки и контур отработки заданного значения продольной перегрузки, и контур управления углом наклона траектории полета, включающий в себя последовательно соединенные измеритель отклонения угла наклона траектории от заданного значения, первый вход которого соединен с блоком формирования заданного значения угла наклона траектории, а второй вход соединен с измерителем текущего значения угла наклона траектории, контур формирования заданного значения нормальной перегрузки, второй вход которого соединен с блоком формирования заданного значения угла наклона траектории, а третий вход соединен с измерителем текущего значения угла наклона траектории, и контур отработки заданного значения нормальной перегрузки, дополнительно введен блок коррекции угла наклона траектории, первый вход которого соединен с блоком формирования заданного значения скорости полета, второй вход соединен с выходом измерителя отклонения скорости полета от заданного значения, третий вход соединен с выходом контура отработки заданного значения продольной перегрузки, а выход подключен к третьему входу измерителя отклонения угла наклона траектории от заданного значения.

Блок коррекции угла наклона траектории содержит последовательно соединенные дифференцирующее устройство, первый сумматор, первый масштабный блок и второй сумматор, второй масштабный блок, блок логики и функциональный преобразователь, причем вход дифференцирующего устройства соединен с первым входом блока коррекции, со вторым входом которого соединены второй вход первого сумматора через второй масштабный блок и первый и второй входы блока логики непосредственно, с третьим входом блока коррекции соединены третий вход блока логики и второй вход второго сумматора, выход которого через функциональный преобразователь подключен к четвертому входу блока логики, выход блока логики является выходом блока коррекции.

Блок логики содержит последовательно соединенные множительное устройство, блок селекции и логический элемент И, реле и нелинейный элемент с зоной нечувствительности, связанный через концевые выключатели предельных положений ручки управления двигателями со вторым входом логического элемента И, выход которого подключен к управляющему входу реле, причем вход нелинейного элемента с зоной нечувствительности, первый и второй входы множительного устройства подсоединены соответственно к первому, второму и третьему входу блока логики, четвертый вход которого через нормально разомкнутые контакты реле связан с выходом блока логики.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена структурная схема заявляемой системы автоматического управления полетом самолета.

Система автоматического управления полетом самолета 1 содержит контур управления скоростью полета, включающий в себя блок 2 формирования заданного значения скорости полета V_з, измеритель 3 текущего значения скорости полета V, измеритель 4 отклонения скорости полета от заданного значения Δ V, контур 5 формирования заданного значения продольной перегрузки n^з _х и контур 6 отработки заданного значения продольной перегрузки n^з _х. Система содержит также контур управления углом наклона траектории полета, включающий в себя блок 7 формирования заданного значения угла наклона траектории θ₃, измеритель 8 текущего значения угла наклона траектории θ, измеритель 9 отклонения угла наклона траектории от заданного значения Δ9, контур 10 формирования заданного значения нормальной перегрузки n^з _y и контур 11 отработки заданного значения нормальной перегрузки n^з _y. Контур управления скоростью полета самолета и контур управления углом наклона траектории связаны между собой посредством блока 12 коррекции угла наклона траектории.

Блок 12 коррекции угла наклона траектории содержит дифференцирующее устройство 13, первый сумматор 14, первый масштабный блок 15 с коэффициентом передачи g, второй сумматор 16, второй масштабный блок 17 с коэффициентом передачи λ₀, блок 18 логики и функциональный преобразователь 19, реализующий функцию arcsin.

Блок 18 логики содержит цепочку из последовательно соединенных множительного устройства 20 и блока 21 селекции, выход которого подключен к первому входу логического элемента И 22, нелинейный элемент 23 с зоной нечувствительности, связанный через концевые выключатели 24 предельных положений ручки управления двигателями δ руд со вторым входом логического элемента И 22, и реле 25.

Управляемыми координатами предлагаемой системы являются скорость полета V(t) и угол наклона траектории θ(t), а управлением - отклонение рукоятки управления сектором газа δ_cr и нормальная перегрузка n_у (t). При управлении скоростью и углом наклона траектории используется один и тот же энергетический ресурс - тяга силовой установки, при ограниченности которой непосредственный синтез δ_cr (t) и n_у (t) может приводить к конфликтным ситуациям в процессе реализации законов управления в полете. В связи с этим введено правило, позволяющее ограничить потребление общего энергетического ресурса одной из подсистем управления скоростью или управления углом наклона траектории:

I=ηIν+(l-η)Iθ,

где 0≤η≤1 - весовой коэффициент, позволяющий ограничить потребление энергетического ресурса одной из двух подсистем, который зависит только от рассогласования по скорости η=η(V-V_з), полагая, что система управления скоростью полета обладает высшим приоритетом при распределении общего ресурса тяги.

Управление, обеспечивающее движение самолета с заданной скоростью V_з(t) и заданным углом наклона траектории θ (t), достигает минимум функционала:

I=η(ΔV)Iν+[1-η(ΔV)]Iθ, ΔV=V-V_з.

Блок 18 логики реализует условия включения сигнала коррекции заданного угла наклона траектории, которые состоят в следующем:

- превышение модуля рассогласования |V-V_з|≥δ_пр;

- выход на упор ручки управления двигателем “малый газ”, “максимал” или “полный форсаж”, то есть R(t)=R_мг или R(t)=R_пф;

- совпадение знаков рассогласования V-V_з и продольного ускорения летательного аппарата sign [(V-V_з)хn_х]=1,

где δ_пр - предельно допустимая величина рассогласования по скорости, R(t) - тяга двигателя, R_мг - тяга двигателя, соответствующая положению РУД “малый газ”,

R_пф - тяга двигателя, соответствующая положению РУД “полный форсаж”.

Блок 12 коррекции определяет ту часть энергии, которую необходимо передать контуру управления скоростью полета от контура управления углом наклона траектории. Данная энергия выражается величиной сигнала коррекции θ_кор. Знак θ_кор определяет контур, которому и передается энергия.

Другими словами, заданное реализуемое значение угла наклона траектории θ_зр,_{сохраняющего заданную скорость полета, имеет вид:}

где Δ_доп - допустимое рассогласование по скорости полета.

Если θ_з и V_з задаются согласованно, то есть потребные энергетические ресурсы соответствуют располагаемым, оба контура функционируют независимо друг от друга. При несогласованном задании θ_з и V_з для случая снижения, заданная скорость полета ограничивается предельно допустимой максимальной скоростью полета. Если текущая скорость полета превышает V_з, то силовая установка последовательно переводится на режим работы “малый газ”, а затем увеличивается угол наклона траектории, в результате чего сохраняется равенство V(t)=V_з(t). В режиме набора высоты возникает обратная ситуация. Здесь потребные ресурсы могут превышать располагаемые. Поэтому, если текущая скорость при максимальной тяге становится менее заданной, то система управления полетом формирует сигнал на уменьшение угла наклона траектории для поддержания заданной скорости полета.

Таким образом, на примере технической реализации системы автоматического управления полетом, функционально объединяющей систему траекторного управления, систему ограничения параметров движения и силовой установки и систему автоматического управления тягой самолета, показана возможность формирования автоматического траекторного управления самолетом, функционально гарантирующего безопасность маневрирования в эксплуатационной области разрешенных скоростей полета.

Источники информации

1. А.А.Красовский, Ю.А.Вавилов, А.И.Сучков. Системы управления летательными аппаратами. М., Наука, 1986 г., стр.309-312.

2. Авиация. Энциклопедия. Научное издательство “Большая российская энциклопедия”. ЦАГИ им. проф. Н.Е.Жуковского, М., 1994 г., стр.38-39 (прототип).

Изобретение относится к технике автоматического управления полетом самолета при его пространственном маневрировании. Система содержит контур управления скоростью полета посредством автомата тяги и контур управления углом наклона траектории, связанные между собой с помощью блока коррекции угла наклона траектории. Блок коррекции вырабатывает сигнал коррекции угла наклона траектории θ_кор, величина которого определяет ту часть энергии, которую необходимо передать от одного контура другому, а знак определяет контур, которому передается энергия. Условия включения сигнала коррекции заданного угла наклона траектории предполагают: превышение модуля рассогласования |V-V_з|>δ_пр; выход на упор ручки управления двигателем “малый газ”, “максимал” или “полный форсаж”, то есть R(t)=R_мг или R(t)=R_пф; совпадение знаков рассогласования V-V_з и продольного ускорения летательного аппарата sign [(V-V_з)xn_x]=1. Эти условия реализуются блоком логики. Система характеризуется расширенными функциональными возможностями и обеспечивает безопасность полета по всем возможным профилям маневрирования в эксплуатационной области разрешенных скоростей полета. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Система автоматического управления полетом самолета, содержащая контур управления скоростью полета посредством автомата тяги, включающий в себя последовательно соединенные измеритель отклонения скорости полета от заданного значения, первый вход которого соединен с блоком формирования заданного значения скорости полета, а второй вход соединен с измерителем текущего значения скорости полета, контур формирования заданного значения продольной перегрузки и контур отработки заданного значения продольной перегрузки, а также контур управления углом наклона траектории полета, включающий в себя последовательно соединенные измеритель отклонения угла наклона траектории от заданного значения, первый вход которого соединен с блоком формирования заданного значения угла наклона траектории, а второй вход соединен с измерителем текущего значения угла наклона траектории, контур формирования заданного значения нормальной перегрузки, второй вход которого соединен с блоком формирования заданного значения угла наклона траектории, а третий вход соединен с измерителем текущего значения угла наклона траектории, и контур отработки заданного значения нормальной перегрузки, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введен блок коррекции угла наклона траектории, первый вход которого соединен с блоком формирования заданного значения скорости полета, второй вход соединен с выходом измерителя отклонения скорости полета от заданного значения, третий вход соединен с выходом контура отработки заданного значения продольной перегрузки, а выход подключен к третьему входу измерителя отклонения угла наклона траектории от заданного значения.2. Система по п.1, отличающаяся тем, что блок коррекции угла наклона траектории содержит последовательно соединенные дифференцирующее устройство, первый сумматор, первый масштабный блок и второй сумматор, второй масштабный блок, блок логики и функциональный преобразователь, причем вход дифференцирующего устройства соединен с первым входом блока коррекции, со вторым входом которого соединены второй вход первого сумматора через второй масштабный блок и первый и второй входы блока логики непосредственно, с третьим входом блока коррекции соединены третий вход блока логики и второй вход второго сумматора, выход которого через функциональный преобразователь подключен к четвертому входу блока логики, выход блока логики является выходом блока коррекции.3. Система по п.2, отличающаяся тем, что блок логики содержит последовательно соединенные множительное устройство, блок селекции, логический элемент И, реле и нелинейный элемент с зоной нечувствительности, связанный через концевые выключатели предельных положений ручки управления двигателями со вторым входом логического элемента И, выход которого подключен к управляющему входу реле, причем вход нелинейного элемента с зоной нечувствительности, первый и второй входы множительного устройства подсоединены соответственно к первому, второму и третьему входу блока логики, четвертый вход которого через нормально разомкнутые контакты реле связан с выходом блока логики.