система автоматического управления самолетом при заходе на посадку

Формула изобретения

Система автоматического управления самолетом при заходе на посадку, содержащая последовательно соединенные глиссадный радиоприемник, первый сумматор, второй сумматор и ограничитель, последовательно соединенные первое дифференцирующее звено, вход которого соединен с выходом глиссадного радиоприемника, и первый фильтр, выход которого подключен ко второму входу первого сумматора, последовательно соединенные датчик угла тангажа, второе дифференцирующее звено и второй фильтр, выход которого подключен ко второму входу второго сумматора, последовательно соединенные третий сумматор, первый вход которого соединен с выходом датчика угла тангажа, а второй вход соединен с задатчиком форсирующего сигнала угла тангажа, изодромный фильтр, четвертый сумматор, первый масштабный блок и пятый сумматор, выполненный с возможностью формирования управляющего сигнала для привода руля высоты, последовательно соединенные датчик угловой скорости тангажа, второй масштабный блок и шестой сумматор, второй вход которого связан с рулем высоты по сигналу автоматической балансировки, а выход подключен ко второму входу пятого сумматора, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены последовательно соединенные седьмой сумматор, третий масштабный блок, второй ограничитель и интегрирующее устройство, причем первый вход седьмого сумматора соединен с выходом первого ограничителя, а выход интегрирующего устройства подключен ко вторым входам четвертого и седьмого сумматоров.

Описание изобретения к патенту

Заявляемое изобретение относится к области автоматического управления самолетом, в частности к системам управления, обеспечивающим автоматический режим захода на посадку.

Известны системы автоматического управления самолетом при заходе на посадку. Подобные системы описаны, в частности, в авторских свидетельствах SU 762327, В64С 13/18, публ. от 2005.10.10; SU 957519, В64С 13/18, публ. от 2005.10.10; SU 1012524, В64С 13/18, публ. от 2005.09.27, и в книге Федорова С.М., Кейна В.М., Михайлова О.И., Сухих Н.Н. Автоматизированное управление полетом воздушных судов. - М.: Транспорт, 1992, с.107-108.

К недостаткам известных систем автоматического управления, обеспечивающих автоматический режим захода самолета на посадку, следует отнести тот факт, что в них занижены требования по точности захода на посадку ввиду неудовлетворительной помехозащищенности.

Наиболее близкой по технической сущности к заявляемой системе является система автоматического управления заходом на посадку, представленная в книге Федорова С.М., Кейна В.М., Михайлова О.И., Сухих Н.Н. Автоматизированное управление полетом воздушных судов. - М.: Транспорт, 1992, с.107-108.

Данная система содержит последовательно соединенные глиссадный радиоприемник, первый сумматор, второй сумматор и ограничитель; последовательно соединенные первое дифференцирующее звено, вход которого соединен с выходом глиссадного радиоприемника, и первый фильтр, выход которого подключен ко второму входу первого сумматора. Система содержит также последовательно соединенные датчик угла тангажа, второе дифференцирующее звено и второй фильтр, выход которого подключен ко второму входу второго сумматора; последовательно соединенные третий сумматор, первый вход которого соединен с выходом датчика угла тангажа, а второй вход соединен с задатчиком форсирующего сигнала угла тангажа, изодромный фильтр, четвертый сумматор, первый масштабный блок и пятый сумматор; последовательно соединенные датчик угловой скорости тангажа, второй масштабный блок и шестой сумматор, второй вход которого связан с рулем высоты по сигналу автоматической балансировки, а выход подключен ко второму входу пятого сумматора. Кроме того, система содержит третий фильтр, вход которого соединен с выходом ограничителем, а выход подключен ко второму входу четвертого сумматора.

Недостатком данной системы автоматического управления является то, что она не обеспечивает достаточно высокой точности захода самолета на посадку из-за неудовлетворительной помехозащищенности. В частности, в сигнале, поступающем с глиссадного радиоприемника, присутствуют как высокочастотные помехи, так и помехи с частотой от 0,5 до 1 Гц, что совпадает с рабочим диапазоном частот самолета. Причем уровень помехи часто в ряде случаев существенно превышает полезный сигнал. Кроме того, отмечается кратковременное пропадание или скачок сигнала глиссадного радиоприемника. При этом не предоставляется возможность линейным фильтром отфильтровать помеху и обеспечить требуемое качество захода на посадку. Для фильтрации помехи постоянная времени должна составлять Т _г 1 с, а для обеспечения требуемого качества захода на посадку - Т _г<0,2 с. Принимая во внимание использование в законе управления производной сигнала глиссадного радиоприемника, задача фильтрации помех является основополагающей при разработке системы автоматического управления самолетом в режиме захода на посадку.

Целью заявляемого изобретения является повышение точности захода самолета на посадку путем улучшения помехозащищенности системы автоматического управления.

Поставленная цель достигается за счет того, что в систему автоматического управления самолетом при заходе на посадку, содержащую последовательно соединенные глиссадный радиоприемник, первый сумматор, второй сумматор и ограничитель; последовательно соединенные первое дифференцирующее звено, вход которого соединен с выходом глиссадного радиоприемника, и первый фильтр, выход которого подключен ко второму входу первого сумматора; последовательно соединенные датчик угла тангажа, второе дифференцирующее звено и второй фильтр, выход которого подключен ко второму входу второго сумматора; последовательно соединенные третий сумматор, первый вход которого соединен с выходом датчика угла тангажа, а второй вход соединен с задатчиком форсирующего сигнала угла тангажа, изодромный фильтр, четвертый сумматор, первый масштабный блок и пятый сумматор; последовательно соединенные датчик угловой скорости тангажа, второй масштабный блок и шестой сумматор, второй вход которого связан с рулем высоты по сигналу автоматической балансировки, а выход подключен ко второму входу пятого сумматора, дополнительно введены последовательно соединенные седьмой сумматор, третий масштабный блок, второй ограничитель и интегрирующее устройство, причем вход седьмого сумматора соединен с выходом первого ограничителя, а выход интегрирующего устройства подключен ко вторым входам четвертого и седьмого сумматоров.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена блок-схема предлагаемой системы автоматического управления самолетом при заходе на посадку.

Данная система содержит последовательно соединенные глиссадный радиоприемник 1, первый сумматор 2, второй сумматор 3, первый ограничитель 4; последовательно соединенные первое дифференцирующее звено 5 и первый фильтр 6. Система содержит также последовательно соединенные датчик 7 угла тангажа, второе дифференцирующее звено 8 и второй фильтр 9; последовательно соединенные третий сумматор 10, изодромный фильтр 11, четвертый сумматор 12, первый масштабный блок 13 и пятый сумматор 14; последовательно соединенные датчик 15 угловой скорости тангажа, второй масштабный блок 16 и шестой сумматор 17. Кроме того, система содержит последовательно соединенные седьмой сумматор 18, третий масштабный блок 19, второй ограничитель 20 и интегрирующее устройство 21.

Сигнал _г с глиссадного радиоприемника 1 поступает на первый вход сумматора 2 и через дифференцирующее устройство 5 и фильтр 6, осуществляющий фильтрацию высокочастотной составляющей сигнала производной глиссадного радиоприемника, - на второй вход сумматора 2.

Сигнал с выхода сумматора 2 поступает на первый вход сумматора 3, на второй вход которого поступает сигнал с датчика 7 угла тангажа, пропущенный через дифференцирующее звено 8 и фильтр 9. Суммарный сигнал с выхода сумматора 3 через ограничитель 4, величина ограничения которого выбрана из условий безопасности полета, поступает на первый вход сумматора 18. Для существенного уменьшения влияния помех и сбоев в сигнале глиссадного радиоприемника 1 на качество автоматического захода на посадку, сигнал с выхода сумматора 18 через масштабный блок 19 и ограничитель 20 поступает на вход интегрирующего устройства 21, сигнал с выхода которого поступает на вторые входы сумматоров 12 и 18.

Отметим, что при малых значениях выходного сигнала ограничителя 4, таких, при которых сигнал с ограничителя 20 по абсолютной величине меньше величины ограничения, на выходе интегрирующего устройства 21 формируется сигнал в виде сигнала с ограничителя 4, пропущенного через фильтр с малой постоянной времени. Причем постоянная времени данного фильтра определяется как обратная величина коэффициента усиления масштабного блока 19. При увеличении выходного сигнала ограничителя 4 сигнал на выходе ограничителя 20 принимает предельные значения и на выходе интегрирующего устройства 21 формируется сигнал в виде сигнала с ограничителя 4 с увеличивающимся также запаздыванием. Таким образом, чем больше сигнал на выходе ограничителя 4, тем больше уровень фильтрации данного сигнала.

Сигнал с выхода датчика 7 угла тангажа через сумматор 10 и изодромный фильтр 11, исключающий влияние начального угла тангажа на заход на посадку самолета, подают на первый вход сумматора 12. При этом на второй вход сумматора 10 с задатчика форсирующего сигнала угла тангажа (на чертеже не показан) подают сигнал, пропорциональный наклону глиссады, для повышения быстродействия выхода на глиссаду. Сигнал с выхода сумматора 12 через масштабный блок 13 подают на сумматор 14, на второй вход которого поступает сигнал с датчика 15 угловой скорости тангажа, пропущенный через масштабный блок 16 и сумматор 17. На второй вход сумматора 17 поступает сигнал балансировочного значения руля высоты. Под воздействием управляющего сигнала, сформированного на выходе сумматора 14 и поступающего на привод руля высоты, осуществляется автоматический режим захода самолета на посадку.

Как показали результаты моделирования системы САУ-140 для самолета АН-140, при использовании предлагаемой системы автоматического управления, за счет улучшения ее помехозащищенности, повысилась точность захода самолета на посадку.

За счет нелинейной фильтрации управляющего сигнала уровень помех в системе снижен в 7 раз. При пропадании сигнала _г на дальности 2 км и высоте 100 м на время 0,4 с ошибка по высоте в известной системе составляла 7 м, а в предлагаемой системе она равнялась 1 м. Таким образом, предлагаемая система реализуема и применима, в частности, для самолетов типа АН-140.