Система управления углом наклона траектории самолета в продольной плоскости в режиме взлета Советский патент 1992 года по МПК B64C13/00 

XI

XI

ю о со

Изобретение относится к системам управления в продольной плоскости и может найти применение в канале руля высоты для управления углом наклона траектории в условии измерения скорости, например в режиме взлета. Целью изобретения является повышение точности при обеспечении заданного изменения скорости. Указанная цель достигается за счет того, что в систему управления углом наклона траектории самолета в продольной плоскости, содержащую последовательно соединенные датчик угла тангажа, первый сумматор, блок формирования сигнала управления углом наклона траектории и рулевой тракт, а также задат- чик угла тангажа, выход которого соединен с вторым входом первого сумматора, введены последовательно соединенные датчик текущей скорости полета, первый ключ, первое запоминающее устройство, второй сумматор, второй ключ, второе запоминающее устройство, выход которого связан с третьим входом второго сумматора, инвертор, вход которого связан с выходом датчика текущей скорости, а выход - с вторым входом второго сумматора, датчик обжатия передней стойки шасси, выход которого связан с управляющим входом первого сопла, а также датчик поражения закрылков, выход которого связан с управляющим входом второго ключа. 1 ил. сл

Изобретение относится к системам управления в продольной плоскости и может найти применение в канале руля высоты для управления углом наклона траектории в условиях изменения скорости, например на этапе взлет.

Известна система управления углом наклона траектории в условиях изменения скорости.

Указанная система управления содержит датчики угла тангажа и атаки и сумматор, в котором вычисляют их разность, а также присоединяемые к выходу сумматора последовательно соединенные ручку управления и рулевой агрегат. Такие системы управления чувствительны к ошибкам датчика угла атаки, сигнал с выхода которого необходимо фильтровать, чтобы использовать только низкочастотную составляющую этого сигнала. Фильтрация этого сигнала вносит запаздывание в определение угла атаки и снижает точность стабилизации угла i:a- клона траектории.

Из известных систем автоматического правления в продольном канале наиболее лизкой по технической сущности является истема управления углом наклона траектоии в продольной плоскости на режиме злет. Эта система содержит последоваельно соединенные датчик угла тангажа, умматор, блок формирования сигнала управления углом наклона траектории и рулевой агрегат, а также задатчик постоянного гла тангажа, присоединенный к второму входу сумматора. В сумматоре вычисляется разность между текущим и заданным постоянным углом тангажа и летчик изменяет сигнал в блоке формирования сигнала управления угла наклона траектории и через рулевой агрегат перемещает руль высоты на угол, пропорциональный этой разности. Так как весь этап взлета происходит при непременном увеличении скорости, то при стабилизации заданного постоянного угла тангажа угол наклона траектории будет- увеличиваться. Увеличение угла наклона траектории в свою очередь замедляет темп увеличения скорости, что при ограниченных запасах тяги может привести к тому, что самолет не достигает заданного значения скорости.

Цель изобретения - повышение точности при обеспечении заданного изменения скорости.

Для достижения цели в известную систему управления, содержащую последовательно соединенные датчик угла тангажа, сумматор, блок формирования сигнала управления углом наклона траектории и рулевой агрегат, а также задатчик постоянного угла тангажа, присоединенный к второму входу сумматора, вводятся последовательно соединенные датчик текущей скорости, первый ключ, первое запоминающее устройство, второй сумматор, второй ключ, второе запоминающее устройство, выход которого связан с третьим входом второго сумматора, инвертор, вход которого связан с выходом датчика текущей скорости, а выход - с вторым входом второго сумматора, датчик обжатия передней стойки шасси, выход которого связан с управляющим входом первого ключа, датчик положения закрылков; выход которого связан с управляющим входом второго ключа.

На чертеже представлена блок-схема предлагаемой системы управления углом наклона траектории самолета в продольной плоскости в режиме взлета, где 1 - датчик угла тангажа, 2 - первый сумматор, 3 - блок формирования сигнала управления углом наклона траектории, А - рулевой агрегат, 5 - задатчик угла тангажа, б - датчик текущей

скорости, 7 - первый ключ, 8 - первое запоминающее устройство, 9 - второй сумматор, 10 - второй ключ, 11 - второе запоминающее устройство, 12 - инвертор, 13 - датчик

обжатия передней стойки, 14 - датчик положения закрылков.

Система содержит датчик 1 угла тангажа, соединенный с первым входом первого сумматора 2 и задатчик 5 угла тангажа, присоединенный к второму входу первого сумматора, выход которого через блок 3 формирования сигнала управления и углом наклона траектории соединен с рулевым агрегатом А, а также датчик 6 текущей скорости полета, присоединенный через последовательно соединенные первый ключ 7, выполненный, например, как триггер, управляющий вход которого соединен с выходом датчика 13 обжатия переднейстойки, выполненным, например, как контактная группа, и первое запоминающее устройство, выполненное, например, как апериодическое звено с малой (Т 0,5 с) постоянной времени, к первому входу второго сумматора 9, второй вход которого через вентилятор 12 присоединен к выходу датчика 6 текущей скорости полета, а выход через второй ключ 10, управляющий вход которого присоединен к выходу датчика 14

положения закрылков, присоединен к входу второго запоминающего устройства 11, выход которого присоединен к третьему входу первого сумматора 2.

Система работает следующим образом.

В процессе выполнения директорного взлета летчик должен управлять самолетом таким образом, чтобы удовлетворить одновременно 2 условиям V УзаД;7/ пП,(1)

где V, Узад - текущее и заданное значения скорости полета соответственно;

/, -текущее и минимально допусти- мое значение градиента скороподъемности соответственно.

Выполнение этих двух условий означает, что летчик должен выдерживать заданный угол наклона траектории. В случае использования в качестве датчика первичной информации угла тангажа это означает, что в .процессе увеличения скорости угол тангажа необходимо уменьшать.

В процессе выполнения режима .взлет сигнала с датчика 1 угла тангажа поступает на первый вход первого сумматора 2, на второй вход которого поступает сигнал с выхода задатчика 5 угла тангажа, величина которого пропорциональна наперед рассчитанному значению угла тангажа для скорости V3afl поднятия передней стойки Vn.cr., исходя из условия выполняемого неравенства (1).

В процессе разбега по ВПП сигнал на выходе датчика 6 текущей скорости увели- чивается. Этот сигнал, проходя через замкнутые контакты первого ключа 7, которые размыкаются при поступлении сигнала на управляющий вход этого устройства с выхода датчика 13 обжатия передней стойки при подъеме передней стойки, поступают непрерывно через первое запоминающее устройство 8 на первый вход второго сумматора 9, на второй вход которого поступает сигнал с выхода датчика 6 через инвер- тор 12, в результате на выходе сумматора 9 сигнал равен нулю и этот же сигнал пр и- ходит через замкнутые контакты второго ключа 10 и второе запоминающее устройство 11 на третий вход первого сумматора 2. При достижении скорости Уп.ст. датчик изменяет сигнал в блоке 3 формирования сигнала управления углом наклона траектории и через рулевой агрегат 4 перемещает руль высоты до тех пор, пока сигнал на выходе сумматора 2 не станет равным нулю.

После поднятия передней стойки на управляющий вход первого ключа 7 поступает сигнал с выхода датчика 13 обжатия передней стойки и в первом запоминаю- щем устройстве 8 запоминается значение скорости V Vn.cr., а на выходе второго сумматора 9 в процессе дальнейшего увеличения скорости образуется уменьшающийся сигнал Vn.ci. - V. Этот сигнал через второй ключ 10 и второе запоминающее устройство 10 поступает без изменения на третий вход первого сумматора 2. Под действием этого сигнала уменьшается сигнал на выходе первого сумматора 2. В результате датчик, об- рабатывая это уменьшающееся по мере увеличения скорости управляющее воздействие, уменьшает угол тангажа самолета.

Тем самым обеспечивается постоянство угла наклона траектории для обеспече- ния требуемого увеличения скорости. В

процессе увеличения скорости полета происходит уборка закрылков и при уборке их до нуля с выхода датчика 14 уборки закрылков на управляющий вход второго ключа 10 поступает сигнал и в результате на выходе второго запоминающего устройства 11 запоминается сигнал, равный его значению в момент уборки закрылков в положение нуль. В результате сигнал на выходе сумматора 2 становится постоянным в процессе дальнейшего увеличения скорости и тем самым ограничивается увеличение скорости. Проведенные исследования показали, что предлагаемая система по сравнению с прототипом, который является базовой моделью, обеспечивает точность выдерживания угла наклона траектории с точностью не хуже +0,5°, что обеспечивает требуемый разгон самолета в режиме взлет.

Формула изобретения Система управления углом наклона траектории самолета о продольной плоскости в режиме взлета, содержащая последовательно соединенные датчик угла тангажа, первый сумматор, блок формирования сигнала управления углом наклона траектории и рулевой агрегат, а также за- датчик угла тангажа, выход которого соединен с вторым входом первого сумматора, отличающаяся тем, что, с целью повышения точности при обеспечении заданного изменения скорости, в.нее введены последовательно соединенные датчик текущей скорости полета, первый ключ, первое запоминающее устройство, второй сумматор, второй ключ, второе запоминающее устройство, выход которого связан с третьим входом второго сумматора, инвертор, вход которого связан с выходом датчика текущей скорости, а выход с вторым входом второго сумматора, датчик обжатия передней стойки шасси, выход которого связан с управляющим входом первого ключа, датчик положения закрылков, выход которого связан с управляющим входом второго ключа.

3