система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета

Формула изобретения

1. Система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, содержащая блок датчиков, автомат продольного управления, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами блока датчиков по сигналу нормальной перегрузки и по сигналу угловой скорости тангажа, исполнительный механизм продольного управления, автомат поперечного управления, первый и второй входы которого соединены с выходами блока датчиков соответственно по сигналу угла крена и угловой скорости крена, исполнительный механизм поперечного управления и устройство включения режима выведения самолета в горизонтальный полет, выход которого подключен к третьим входам автоматов продольного и поперечного управления, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены последовательно соединенные первое устройство выделения модуля, первый функциональный блок и первое множительное устройство, последовательно соединенные второй функциональный блок и второе множительное устройство, последовательно соединенные первое запоминающее устройство, устройство определения знака и инвертор, последовательно соединенные второе запоминающее устройство, сумматор, второй вход которого соединен с выходом первого запоминающего устройства, второе устройство выделения модуля и устройство сравнения, блок коммутации и автомат тяги двигателей, причем входы первого устройства выделения модуля и первого запоминающего устройства соединены с выходом блока датчиков по сигналу угла крена, второй вход первого множительного устройства и вход второго функционального блока соединены с выходом блока датчиков по сигналу вертикальной скорости, вход второго запоминающего устройства соединен с выходом блока датчиков по сигналу угловой скорости крена, выходы первого и второго множительных устройств подключены к четвертым входам соответственно автомата продольного и автомата поперечного управления, второй выход устройства определения знака и выход инвертора подключены ко второму входу второго множительного устройства через блок коммутации, соединенный с устройством сравнения, а вход автомата тяги двигателей соединен с выходом устройства включения режима выведения самолета в горизонтальный полет.

2. Система по п.1, в которой первый функциональный блок выполнен с возможностью определения соответствия входных сигналов тому или иному диапазону углов крена самолета и формирования на их основе выходного сигнала таким образом, чтобы при углах крена по абсолютной величине, меньших 80°, он был отрицательным, в диапазоне от 80 до 100° равным нулю и при углах крена по абсолютной величине, больших 100°, положительным.

3. Система по п.1, в которой второй функциональный блок выполнен с возможностью определения соответствия входных сигналов тому или иному диапазону вертикальных скоростей и формирования на их основе выходного сигнала таким образом, чтобы при вертикальных скоростях, меньших 15 м/с, он был равен нулю, в диапазоне вертикальных скоростей от 15 до 60 м/с пропорционален текущему значению вертикальной скорости, а при вертикальных скоростях, больших 60 м/с, равен величине, соответствующей вертикальной скорости 60 м/с, для формирования при этом сигнала заданного значения угла крена, соответствующего 180°.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области автоматического управления пространственным маневрированием самолета, в частности к системам управления самолетом, реализующим режим выведения самолета в горизонтальный полет.

Известны системы автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, позволяющие, с целью повышения безопасности полета, например при потере летчиком пространственной ориентации, осуществлять выведение самолета в горизонтальный полет с перегрузкой, не превышающей допустимого значения. Подобные системы описаны, в частности, в заявке RU 94008717 A1, B64C 13/18; патенте RU 2025412 С1, B64C 13/18 и в Руководстве по технической эксплуатации САУ-451-05СМТ для самолета МИГ-29СМТ.

К недостаткам известных систем автоматического управления, осуществляющих выведение самолета в режим горизонтального полета, следует отнести тот факт, что при включении данного режима при больших вертикальных скоростях время переходного процесса в системе достаточно велико и составляет ˜40-60 с. В течение этого времени на самолет воздействуют небольшие по величине относительные нормальные перегрузки, равные -0,8 ед., что может привести к нарушению работы силовой установки, остановке двигателей и созданию, тем самым, аварийной ситуации.

Наиболее близкой по технической сущности к заявляемой системе является система автоматического управления для самолета МИГ-29СМТ, представленная в руководстве по технической эксплуатации САУ-451-05СМТ, позволяющая осуществлять выведение самолета в горизонтальный полет посредством независимого управления продольным и поперечным каналами.

Данная система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета содержит блок датчиков, автомат продольного управления, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами блока датчиков по сигналу нормальной перегрузки и по сигналу угловой скорости тангажа, исполнительный механизм продольного управления, автомат поперечного управления, первый и второй входы которого соединены с выходами блока датчиков соответственно по сигналу угла крена и угловой скорости крена, исполнительный механизм поперечного управления и устройство включения режима выведения самолета в горизонтальный полет, выход которого подключен к третьим входам автоматов продольного и поперечного управления.

Недостатком известной системы является то, что при включении режима выведения самолета в горизонтальный полет при больших вертикальных скоростях время выведения самолета в горизонтальный полет слишком большое. Это связано с тем, что при углах крена, больших по абсолютной величине 80°, управление осуществляется только в боковой плоскости, а при углах крена, меньших 80°, в управление включается продольный канал. Причем при больших вертикальных скоростях режим выполняется с малыми по величине отрицательными нормальными перегрузками, выбранными из условия прочности самолета и нормальной работы двигательной установки. При этом в боковом канале управление всегда осуществляется в направлении наименьшего по значению угла крена, хотя в ряде случаев, при больших угловых скоростях крена, целесообразнее выводить самолет в горизонтальный полет через больший по значению угол крена. Кроме того, в случае включения данного режима при кабрировании существенно снижается и может стать меньше предельно допустимой приборная скорость самолета, а при пикировании она может превысить максимально допустимые значения, что снижает безопасность полета.

Целью настоящего изобретения является повышение безопасности полета путем существенного уменьшения времени выведения самолета в горизонтальный полет и снижения вероятности выхода самолета за область предельно допустимых значений приборной скорости.

Поставленная цель достигается за счет того, что в систему автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, содержащую блок датчиков, автомат продольного управления, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами блока датчиков по сигналу нормальной перегрузки и по сигналу угловой скорости тангажа, исполнительный механизм продольного управления, автомат поперечного управления, первый и второй входы которого соединены с выходами блока датчиков соответственно по сигналу угла крена и угловой скорости крена, исполнительный механизм поперечного управления и устройство включения режима выведения самолета в горизонтальный полет, выход которого подключен к третьим входам автоматов продольного и поперечного управления, дополнительно введены последовательно соединенные первое устройство выделения модуля, первый функциональный блок и первое множительное устройство, последовательно соединенные второй функциональный блок и второе множительное устройство, последовательно соединенные первое запоминающее устройство, устройство определения знака и инвертор, последовательно соединенные второе запоминающее устройство, сумматор, второй вход которого соединен с выходом первого запоминающего устройства, второе устройство выделения модуля и устройство сравнения, блок коммутации и автомат тяги двигателей, причем входы первого устройства выделения модуля и первого запоминающего устройства соединены с выходом блока датчиков по сигналу угла крена, второй вход первого множительного устройства и вход второго функционального блока соединены с выходом блока датчиков по сигналу вертикальной скорости, вход второго запоминающего устройства соединен с выходом блока датчиков по сигналу угловой скорости крена, выходы первого и второго множительных устройств подключены к четвертым входам соответственно автомата продольного и автомата поперечного управления, выход устройства определения знака и выходы инвертора и устройства сравнения через блок коммутации подключены ко второму входу второго множительного устройства, а вход автомата тяги двигателей соединен с выходом устройства включения режима выведения самолета в горизонтальный полет.

Первый функциональный блок системы выполнен с возможностью определения соответствия входных сигналов тому или иному диапазону углов крена самолета и формирования на их основе выходного сигнала таким образом, чтобы при углах крена по абсолютной величине, меньших 80°, он был отрицательным, в диапазоне от 80° до 100° - равным нулю и при углах крена по абсолютной величине, больших 100°, - положительным.

Второй функциональный блок системы выполнен с возможностью определения соответствия входных сигналов тому или иному диапазону вертикальных скоростей и формирования на их основе выходного сигнала таким образом, чтобы при вертикальных скоростях, меньших 15 м/с, он был равен нулю, в диапазоне вертикальных скоростей от 15 м/с до 60 м/с - пропорционален текущему значению вертикальной скорости, а при вертикальных скоростях, больших 60 м/с, - равен величине, соответствующей вертикальной скорости 60 м/с, для формирования при этом сигнала заданного значения угла крена, соответствующего 180°.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена блок-схема заявляемой системы автоматического управления высокоманевренным самолетом.

Система содержит блок 1 датчиков, автомат 2 продольного управления, исполнительный механизм 3 продольного управления, последовательно соединенные первое устройство 4 выделения модуля, первый функциональный блок 5 и первое множительное устройство 6, причем вход первого устройства 4 выделения модуля соединен с выходом блока 1 датчиков по сигналу угла крена, выходы которого по сигналам нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа подключены соответственно к первому и второму входам автомата 2 продольного управления.

Система содержит также автомат 7 поперечного управления, исполнительный механизм 8 поперечного управления, последовательно соединенные второй функциональный блок 9 и второе множительное устройство 10, последовательно соединенные первое запоминающее устройство 11, устройство 12 определения знака и инвертор 13, последовательно соединенные второе запоминающее устройство 14, сумматор 15, второе устройство 16 выделения модуля и устройство 17 сравнения. Второй вход первого множительного устройства 6 и вход второго функционального блока 9 соединены с выходом блока 1 датчиков по сигналу вертикальной скорости. Первый вход автомата 7 поперечного управления и вход первого запоминающего устройства 11 соединены с выходом блока 1 датчиков по сигналу угла крена. Второй вход автомата 7 поперечного управления и вход второго запоминающего устройства 14 соединены с выходом блока 1 датчиков по сигналу угловой скорости крена. Выход первого запоминающего устройства 11 подключен ко второму входу сумматора 15. Выход устройства 12 определения знака и выходы инвертора 13 и устройства 17 сравнения через блок 18 коммутации подключены ко второму входу второго множительного устройства 10. Выход устройства 19 включения режима выведения самолета в горизонтальный полет подключен к третьим входам автоматов 2 и 7 продольного и поперечного управления, четвертые входы которых соединены соответственно с выходами первого и второго множительных устройств 6 и 10, и к автомату 20 тяги двигателей.

Сигналы с блока 1 датчиков, соответствующие нормальной перегрузке и угловой скорости тангажа, поступают непосредственно в автомат 2 продольного управления, а сигнал, соответствующий углу крена, поступает на вход первого устройства 4 выделения модуля, откуда сигнал, соответствующий абсолютному значению угла крена, передается в первый функциональный блок 5. Функциональный блок 5 формирует на своем выходе сигнал таким образом, чтобы при углах крена по абсолютной величине, меньших 80°, он был отрицательным, в пределах от 80° до 100°, - равным нулю, а при углах крена по абсолютной величине, больших 100°, - положительным. Сформированный сигнал, зависящий от абсолютной величины угла крена, поступает в множительное устройство 6, где перемножается с сигналом, соответствующим вертикальной скорости. Сигнал, соответствующий полученному произведению, поступает в автомат 2 продольного управления и является сигналом, соответствующим заданному значению нормальной перегрузки. При поступлении в автомат 2 продольного управления сигнала от устройства 19 включения режима выведения самолета в горизонтальный полет в нем формируется управляющий сигнал, под воздействием которого исполнительный механизм 3 осуществляет управление самолетом в продольной плоскости.

Сигнал с блока 1 датчиков, соответствующий углу крена, поступает также на первый вход автомата 7 поперечного управления и на вход первого запоминающего устройства 11. Сигнал, соответствующий угловой скорости крена, поступает на второй вход автомата 7 поперечного управления и на вход второго запоминающего устройства. Сигнал, соответствующий вертикальной скорости, поступает на вход второго функционального блока 9, где формируется выходной сигнал таким образом, чтобы при вертикальных скоростях, меньших 15 м/с, он был равен нулю, в диапазоне вертикальных скоростей от 15 м/с до 60 м/с - пропорционален текущему значению вертикальной скорости, а при вертикальных скоростях, больших 60 м/с, - равен величине, соответствующей вертикальной скорости 60 м/с, для формирования при этом сигнала заданного значения угла крена, соответствующего 180°. Данный сигнал с выхода функционального блока 9 поступает на первый вход второго множительного устройства 10. Сигналы, соответствующие углу крена и угловой скорости крена в момент включения режима выведения самолета в горизонтальный полет, с запоминающих устройств 11 и 14 поступают на сумматор 15. В устройстве 16 выделения модуля формируется сигнал, соответствующий абсолютному значению суммы данных сигналов, который в устройстве 17 сравнивается с сигналом, соответствующим углу крена 180°. Если сумма сигналов, соответствующих текущему значению угла крена и текущему значению угловой скорости крена в момент включения режима выведения самолета в горизонтальный полет, не превышает по абсолютной величине сигнала, соответствующего углу крена 180°, то через блок коммутации 18 на второй вход второго множительного устройства 10, формирующего сигнал заданного угла крена, поступает сигнал, знак которого соответствует знаку угла крена в момент включения режима выведения самолета в горизонтальный полет. Если сумма данных сигналов превышает по абсолютной величине сигнал, соответствующий углу крена 180°, то на второй вход множительного устройства 10 через блок коммутации 18 с инвертора 13 поступает сигнал противоположного знака. Таким образом, в зависимости от величины вертикальной скорости выбирается оптимальный с точки зрения минимизации времени переходного процесса сигнал заданного значения угла крена. Сигнал заданного значения угла крена, соответствующей величины и знака, сформированный в множительном устройстве 10, поступает в автомат 7 поперечного управления. В автомате 7 поперечного управления на основе сигналов, соответствующих включению режима выведения самолета в горизонтальный полет, текущим значениям угла крена и угловой скорости и заданному значению угла крена, формируется управляющий сигнал, под воздействием которого исполнительный механизм 8 осуществляет управление самолетом в поперечной плоскости.

Кроме того, в системе использован автомат 20 тяги двигателей, который включается при поступлении на его вход сигнала с устройства 19 включения режима выведения самолета в горизонтальный полет. Автомат 20 тяги двигателей воздействует на рычаги управления тягой двигателей, изменяя, тем самым, режим работы последних и управляя приборной скоростью самолета.

Введение в управление автомата тяги позволяет существенно расширить полетную область, в которой выведение самолета в горизонтальный полет не приводит к уменьшению или увеличению приборной скорости с выходом за предельно допустимые значения, что обеспечивает повышение безопасности полета.

Как показали результаты моделирования комплексной системы управления КСУ-35 для самолета СУ-35, при использовании данной системы автоматического управления пространственным маневрированием самолета, время приведения самолета в горизонтальный полет при больших вертикальных скоростях уменьшается до 10-15 секунд и существенно уменьшается приборная скорость, при которой можно безопасно включать режим выведения самолета в горизонтальный полет. Следует отметить, что при использовании предлагаемой системы управления при начальной приборной скорости 450 км/ч и вертикальной скорости 360 км/ч приборная скорость уменьшилась на 100 км/ч, а при использовании известной системы, выбранной в качестве прототипа, - на 200 км/ч.

Таким образом, предлагаемая система реализуема и применима, в частности, для высокоманевренных самолетов типа СУ-35.