система управления двухдвигательного самолета посредством управления вектором тяги

Формула изобретения

Система управления двухдвигательного самолета посредством управления вектором тяги двигателей, содержащая вычислители продольного и путевого управления аэродинамическими поверхностями, электрогидравлические приводы правого и левого сопла, датчики углов атаки, скоростного напора и высоты, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены поворотные сопла, оси вращения которых расположены под углом к горизонтальной плоскости самолета, 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 корректора усиления по углу атаки, нелинейный усилитель продольного канала управления, вход которого соединен с выходом электронного усилителя, суммирующий усилитель, первый вход которого соединен с выходом корректора по углу атаки, а второй вход с выходом нелинейного усилителя продольного канала управления, а выход с прямыми входами электрических сумматоров правого и левого сопла, нелинейный усилитель путевого канала, 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 сопла, а вторые входы с датчиками скоростного напора и высоты, устройства выбора минимального сигнала правого и левого сопла, первые входы которых соединены с выходами корректоров скоростного напора правого и левого сопел, вторые входы с выходами корректоров по высоте, а выходы со входами правого и левого электрогидравлических приводов, выходы которых соединены с поворотными соплами правого и левого двигателей.

Описание изобретения к патенту

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 самолетов, применяемая на демонстрационном самолете F-15 S 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 осевого составляющей одного двигателя и увеличением другого при помощи створок в сужающейся 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, опубл. 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 рысканья 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, содержащую вычислители продольного и путевого управления аэродинамическими поверхностями, электрогидравлические приводы правого и левого сопла, электрические сумматоры правого и левого сопла, датчики углов атаки, скоростного напора и высоты, дополнительно введены поворотные сопла, оси вращения которых расположены под углом к горизонтальной плоскости самолета, корректор усиления по углу атаки, первый вход которого соединен с выходом вычислителя продольной системы управления аэродинамическими поверхностями, а второй вход с выходом датчика угла атаки, электронный усилитель, прямой вход которого соединен с выходом вычислителя продольного управления, а инвертирующий вход с выходом корректора усиления по углу атаки, нелинейный усилитель продольного канала, вход которого соединен с выходом электронного усилителя, суммирующий усилитель, первый вход которого соединен с выходом корректора усиления по углу атаки, второй вход с выходом нелинейного усилителя продольного канала, а выход с прямыми входами электрических сумматоров правого и левого сопла, нелинейный усилитель путевого канала, вход которого соединен с выходом вычислителя путевого канала, 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 сопла, а вторые входы с датчиками скоростного напора и высоты, устройства выбора минимального сигнала правого и левого сопла, первые входы которых соединены с выходами корректоров скоростного напора правого и левого сопел, вторые входы с выходами корректоров по высоте, а выходы со входами правого и левого электрогидравлических приводов, выходы которых соединены с поворотными соплами правого и левого двигателей.

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

Система содержит поворотные сопла правого и левого двигателей, оси вращения которых установлены под углом горизонтальной плоскости самолета 21, 22, вычислитель 1 продольного управления, вычислитель 2 путевого управления, электрогидравлические приводы 17 и 18 правого и левого сопла, электрические сумматоры 9 и 10 правого и левого сопла, датчики 3, углов атаки, датчики 19 и 20 скоростного напора и высоты, корректор 5 усиления по углу атаки, нелинейный усилитель 4 путевого канала, электронный усилитель 6, нелинейный усилитель 7 продольного канала, 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 сопла. При этом выход вычислителя продольного управления 1 соединен с прямым входом электронного усилителя 6 и с первым входом корректора 5 усиления по углу атаки, вход которого соединен с выходом датчика 3 угла атаки, 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 канала, выход которого соединен со вторым входом суммирующего усилителя 8. Выход вычислителя 2 путевого управления соединен с входом нелинейного усилителя 4 путевого канала, 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 и 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, 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 сопла. 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 _{с пр}, _{с лев} в виде электрических сигналов поступают на входы электрогидравлических приводов 17, 18, которые отклоняют сопла. Если _{с пр} = _{с лев}, то сопла отклоняются на один и тот же угол вверх или вниз (см. фиг. 3а). При этом проекция силы тяги каждого двигателя Р на ось У самолета создает продольный момент, обеспечивающий управление самолетом вокруг оси У

M_z = 2Psin_сcosx_с,

где Р - сила тяги каждого двигателя;

_с - угол отклонения сопла;

- 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 момента вращающего самолет вокруг оси У. В случае если _{с пр} = -_{с лев}, сопла отклоняются в разные стороны (см. фиг. 3б). Проекции сил на ось У 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 У

M_y = 2Psin_сcosx_с.

В общем случае при отклонении правого сопла на угол _{с пр}, а левого на угол _{с лев} создаются как продольный, так и путевой моменты

M = Psin(_{с пр} + _{с лев})cosx_c,

M = Psin(_{с пр} - _{с лев})sinx_c,

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

M_x = Psin(_{с пр} - _{с л})cosL,

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

При создании момента рысканья максимальное уменьшение вектора тяги двигателей составляет

P = P(1-cos),

учитывая, что угол поворота оси сопел = 30%, максимальное уменьшение тяги равно 13%. Уменьшение тяги в системе управления, где момент рысканья создается за счет изменения подачи топлива составляет 50%. (Один двигатель развивает максимальную тягу, тяга второго близка к первой).

Вычисление требуемых положений правого сопла _{с пр} и левого сопла _{с лев} происходит следующим образом. В вычислителе 1 продольного управления аэродинамическими поверхностями самолета определяется требуемое в данный момент положение стабилизатора. Этот сигнал _ст поступает на электронный усилитель 6 и на корректор усиления по углу атаки.

При малых углах атаки ( < 26^o) выход корректора усиления по углу атаки равен нулю при всех значениях сигнала _ст, и сигнал с выхода электронного усилителя 6 также равен значению _ст. Предельные значения _ст составляют -20^o (кабрирование) и +15^o (пикирование). Если значения _ст лежат в пределах (-15) - (+10)^o, то сигнал на выходе нелинейного усилителя продольного канала равен 0, и сопла по сигналам вычислителя продольного управления не отклоняются. При углах атаки > 30 равен нулю сигнал с электронного усилителя 6, а сопла отклоняются пропорционально сигналам продольного управления, так как именно этот сигнал будет на выходе корректора усиления по углу атаки и, следовательно, на выходе суммирующего усилителя 8, сигнал которого _{с прод} проходит на прямые входы электрических сумматоров и соответствует отклонению сопла для создания продольного момента.

Сигнал _р.н с вычислителя 2 путевого управления, равный отклонению рулей направдения, поступает на нелинейный усилитель путевого канала, 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 сигнал 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 по высоте 13, 14 и скоростному напору 11, 12 и устройства выбора минимального сигнала 15, 16 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; оси вращения сопел расположены под наклоном к горизонтальной плоскости самолета, благодаря чему при их дифференциальном отклонении создается момент рысканья.

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