электрическая система управления полетом, управляющая рулями высоты воздушного судна

Формула изобретения

1. Электрическая система управления полетом, для управления рулями (3) высоты воздушного судна по коэффициенту перегрузки, причем указанными рулями высоты управляют с помощью средства (4) управления, обеспечивающего установку указанных рулей высоты в положение отклонения, в зависимости от электрического сигнала _mc, представляющего управляемое значение угла _m отклонения указанных рулей (4) высоты, в которой система содержит

первое средство расчета, предназначенное для расчета, на основе электрического сигнала nz_c, представляющего управляемое значение указанного коэффициента перегрузки, первого электрического сигнала , представляющего управляемое значение производной по времени аэродинамического наклона указанного воздушного судна;

первое составляющее устройство (13), которое:

может принимать на своем входе (14) указанный первый электрический сигнал ;

содержит первое средство защиты (30), которое может поддерживать указанный первый электрический сигнал между минимальным значением и максимальным значением;

на основе указанного первого электрического сигнала определяет, по меньшей мере, второй электрический сигнал _с, представляющий соответствующее управляемое значение угла атаки, и третий электрический сигнал _C, представляющий соответствующее управляемое значение продольного положения;

содержит второе средство (33) защиты, которое может поддерживать указанный второй электрический сигнал _C между минимальным значением и максимальным значением; и

передает, по меньшей мере, указанный третий электрический сигнал _C на свой выход (15); и

второе составляющее устройство (17), которое

может принимать на своем входе (18), по меньшей мере, указанный третий электрический сигнал _C или четвертый электрический сигнал _d, аналогичный указанному третьему электрическому сигналу _C;

содержит третье средство защиты, которое может поддерживать указанный третий или четвертый электрический сигнал между минимальным значением и максимальным значением; и

может передавать на свой выход (20) пятый электрический сигнал, который составляет указанный сигнал _mc, представляющий соответствующее управляемое значение угла _m отклонения указанных рулей (4) высоты.

2. Система по п.1,

в которой система содержит первое средство переключения (25, 26), которое может принимать:

либо первое положение, в котором выход указанного первого составляющего устройства подключен ко входу указанного второго составляющего устройства, так что указанный третий электрический сигнал _C затем передают в указанное второе составляющее устройство;

или второе положение, в котором на вход указанного второго устройства поступает указанный четвертый электрический сигнал _d, аналогичный указанному третьему электрическому сигналу _C, и сгенерированный на основе шестого электрического сигнала q_d, представляющего требуемое значение для скорости q по тангажу.

3. Система по п.1, в которой указанное первое составляющее устройство (13) определяет, в дополнение к указанному второму электрическому сигналу _C и указанному третьему электрическому сигналу _C, седьмой электрический сигнал q _c, представляющий соответствующее управляемое значение скорости q по тангажу, и указанное первое средство переключения может передавать указанный седьмой электрический сигнал q _c в указанное второе составляющее устройство (17).

4. Система по п.3, в которой указанное первое составляющее устройство (13) передает в качестве седьмого электрического сигнала q _С приблизительное значение, равное значению указанного первого электрического сигнала .

5. Система по п.2, в которой система содержит:

автопилот (1), который может передавать сигнал nz _c управляемого коэффициента перегрузки;

элемент (2) ручного пилотирования, который может передавать путем переключения либо сигнал nz_c управляемого коэффициента перегрузки, или указанный шестой электрический сигнал q _d, представляющий требуемое значение скорости q по тангажу; и

второе средство (21, 23) переключения, предназначенное для:

передачи в указанное первое составляющее устройство (13) либо сигнала управляемого коэффициента перегрузки, передаваемого указанным автопилотом, или сигнала управляемого коэффициента перегрузки, передаваемого указанным элементом ручного пилотирования;

или, в противном случае, передачи указанного шестого электрического сигнала q_d в первое средство интегрирования (6), которое позволяет формировать четвертый электрический сигнал _d, представляющий требуемое значение и положения,

указанное первое средство (25, 26) переключения может передавать в указанное второе составляющее устройство (17) указанные четвертый и шестой электрические сигналы _d и q_d вместо указанных третьего и седьмого электрических сигналов _C и q_c, генерируемых указанным первым составляющим устройством.

6. Система по п.1,

в которой для определения указанного второго электрического сигнала _с на основе первого сигнала указанное первое составляющее устройство содержит второе средство расчета (31), выполняющее расчет выражения

с=( -F )/G

в котором F и G представляют функции состояния воздушного судна при

и

где g представляет собой ускорение силы тяжести, у представляет собой аэродинамический наклон, V - скорость воздушного судна, - плотность воздуха, m - массу воздушного судна, S - расчетную площадь воздушного судна, Cz ₌₀ - коэффициент подъемной силы воздушного судна для нулевого угла атаки, - градиент аэродинамического коэффициента подъемной силы, как функцию угла атаки, и Т - силу тяги воздушного судна.

7. Система по п.3, в которой указанное первое составляющее устройство содержит второе средство (38) интегратора, которое может интегрировать указанный седьмой электрический сигнал q _c, и первый сумматор (39), предназначенный для формирования суммы интеграла, передаваемого указанным вторым средством (38) интегратора, и указанного второго электрического сигнала _с для формирования указанного третьего электрического сигнала _C.

8. Система по п.5, в которой указанное второе составляющее устройство (17) либо на основе указанного третьего электрического сигнала _C и седьмого электрического сигнала qc, передаваемого из указанного первого составляющего устройства (13), либо на основе указанного четвертого сигнала _d и указанного шестого сигнала q _d, передаваемого из указанного элемента ручного пилотирования, а также текущих значений q_r и _r скорости q по тангажу и продольного положения и, определяет восьмой электрический сигнал , представляющий соответствующее управляемое значение ускорения по углу тангажа, затем на основе этого восьмого электрического сигнала указанное второе составляющее устройство определяет указанный пятый электрический сигнал _mc.

9. Система по п.8, в которой указанное второе составляющее устройство рассчитывает указанный восьмой электрический сигнал q_c, используя уравнение

=К1· _v-К2· _r+K3·q_v -K4·q_r,

где _V представляет собой указанный третий или четвертый электрический сигнал, _r представляет текущее значение продольного положения , q_v, - указанный шестой или седьмой электрический сигнал, q_r - текущее значение скорости q по тангажу, К1, К2, К3 и К4 представляют собой постоянные коэффициенты.

10. Система по п.8, в которой для определения указанного пятого электрического сигнала _mc на основе указанного восьмого электрического сигнала , указанное второе составляющее устройство содержит третье средство расчета, которое выполняет расчет выражения

_mc=( -F_q)/G_q,

в котором F_q и G_q представляют собой функции состояния воздушного судна при

и

где I_y представляет собой инерцию по углу тангажа, представляет плотность воздуха, V - скорость воздушного судна, S - расчетную площадь воздушного судна, l - расчетную длину воздушного судна, Cm _m=0 - коэффициент угла тангажа, Т - силу тяги, b - плечо рычага двигателей, - угол продольного наклона двигателей и - эффективность рулей высоты.

Описание изобретения к патенту

Настоящее изобретение относится к электрической системе управления полетом для управления рулями высоты воздушного судна.

Известно, что в воздушных суднах с механическим управлением ручка управления непосредственно управляет углом отклонения рулей высоты, причем амплитуда этого угла пропорциональна наклону указанной ручки управления. Таким образом, воздействуя на указанную ручку управления, пилот прикладывает воздействие пилотирования, которое моментально устанавливает воздушное судно относительно его центра тяжести, или которое управляет положением указанного воздушного судна. Такое пилотирующее воздействие является инстинктивным для пилота.

Также известно, что электрические средства управления полетом, которыми в настоящее время оборудовано множество современных воздушных суден, позволяют управлять воздушным судном по цели, то есть непосредственно управлять параметром, таким как коэффициент перегрузки, с помощью указанной ручки управления, при этом все происходит так, как если бы последняя была градуирована по значениям коэффициента перегрузки. Такое управление является предпочтительным, поскольку градуировка ручки управления по значениям коэффициента перегрузки и с ограничением величины управляемого коэффициента перегрузки обеспечивает сохранение целостности воздушного судна при любом маневре.

С другой стороны, управление коэффициентом перегрузки является недостаточно инстинктивным для пилота, поскольку управление коэффициентом перегрузки позволяет управлять воздушным судном в долгосрочном плане, но не обеспечивает для пилота возможность мгновенного управления. В частности, подача команды нулевого коэффициента перегрузки приводит к предписанию постоянного аэродинамического наклона. Таким образом, с помощью ручки управления обеспечивается возможность управления воздушным судном путем управления его траекторией, что позволяет легко использовать указанное электрическое управление полетом либо с помощью пилота-человека, или с использованием автопилота.

Однако из приведенного выше следует, что на очень динамичных фазах полета, например рядом с землей, во время которых задачи управления становятся очень краткосрочными, становится необходимым заменить, например, управление, построенное по принципу коэффициента перегрузки, управлением скоростью по тангажу.

Кроме того, известные электрические средства управления, построенные по принципу коэффициента перегрузки, не позволяют интегрировать защиту воздушного судна в отношении продольного положения. Поэтому необходимо дополнительно встраивать в эту систему закон защиты на основе положения и точно сопрягать последний с электрическими средствами управления полетом, которые основаны на коэффициенте перегрузки, для исключения проблем, которые могут возникнуть рядом с землей, таких как касание хвостом (или удар хвостом).

Кроме того, также невозможно защитить воздушное судно по углу атаки исключительно на основе электрических средств управления, построенных на основе коэффициента перегрузки. Поэтому здесь снова необходимо добавлять дополнительный закон защиты на основе угла атаки и осуществлять искуссное взаимодействие для исключения риска сваливания воздушного судна во время стандартных маневров.

Задача настоящего изобретения состоит в исключении этих недостатков, и изобретение относится к электрическим средствам управления полетом, которые позволяют управлять воздушным судном как на основе коэффициента перегрузки в определенных условиях полета, так и на основе скорости по тангажу в других условиях и позволяют интегрировать защиту как в отношении коэффициента перегрузки, так и в отношении угла атаки и продольного положения.

С этой целью в соответствии с изобретением электрическая система управления полетом, предназначенная для управления с учетом коэффициента перегрузки рулями высоты воздушного судна, причем управление указанными рулями высоты осуществляется с помощью средства управления, обеспечивающего установку указанных рулей высоты в отклоненное положение, в зависимости от электрического сигнала _mc, который представляет управляемое значение угла _m отклонения указанных рулей высоты, характеризуется тем, что содержит:

- первое средство расчета, предназначенное для расчета, на основе электрического сигнала nzc, который представляет управляемое значение указанного коэффициента перегрузки, первого электрического сигнала , представляющего управляемое значение производной по времени аэродинамического наклона указанного воздушного судна;

- первое составляющее устройство, которое:

может принимать на своем входе указанный первый электрический сигнал;

содержит первое средство защиты, которое может поддерживать указанный первый электрический сигнал между минимальным значением и максимальным значением;

на основе указанного первого электрического сигнала определяет, по меньшей мере, второй электрический сигнал _c, представляющий соответствующее управляемое значение угла атаки, и третий электрический сигнал _c, представляющий соответствующее управляемое значение продольного положения;

содержит второе средство защиты, которое может поддерживать указанный второй электрический сигнал _c между минимальным значением и максимальным значением; и

передает, по меньшей мере, указанный третий электрический сигнал _c на свой выход; и

- второе составляющее устройство, которое

может принимать на своем входе, по меньшей мере, указанный третий электрический сигнал _c или четвертый электрический сигнал _d, аналогичный указанному третьему электрическому сигналу _c;

содержит третье средство защиты, которое может поддерживать указанный третий или четвертый электрический сигнал между минимальным значением и максимальным значением; и

может передавать на свой выход пятый электрический сигнал, который составляет указанный сигнал _mc, представляющий соответствующее управляемое значение угла _m отклонения указанных рулей высоты.

Предпочтительно система в соответствии с изобретением, содержит первое средство переключения, которое может принимать:

- либо первое положение, в котором выход указанного первого составляющего устройства подключен ко входу указанного второго составляющего устройства, так что указанный третий электрический сигнал _с затем передают в указанное второе составляющее устройство;

- или второе положение, в котором на вход указанного второго устройства поступает указанный четвертый электрический сигнал _d, аналогичный указанному третьему электрическому сигналу _с и сгенерированный на основе шестого электрического сигнала q _d, представляющего требуемое значение q скорости по тангажу.

Следует отметить, что, как известно, коэффициент nz перегрузки равен V. /g, причем в этом выражении V представляет скорость воздушного судна, g представляет ускорение силы тяжести и представляет производную аэродинамического наклона. Таким образом, легко преобразовать управляемый сигнал nzc коэффициента перегрузки в указанный первый электрический сигнал , тогда значение равно nz_c.g/V.

Предпочтительно указанное первое составляющее устройство определяет, кроме указанного второго электрического сигнала _c и указанного третьего электрического сигнала _C, седьмой электрический сигнал q_c, представляющий соответствующее управляемое значение скорости q по тангажу, и указанное первое средство переключения может передавать указанный седьмой электрический сигнал q_c в указанное второе составляющее устройство.

В упрощенном виде указанное первое составляющее устройство передает в качестве седьмого электрического сигнала q_c приблизительное значение, равное значению указанного первого электрического сигнала .

В предпочтительном варианте выполнения электрической системы управления полетом в соответствии с настоящим изобретением указанная система содержит:

- автопилот, который может передавать сигнал nz_c управляемого коэффициента перегрузки;

- элемент ручного пилотирования, который может передавать путем переключения либо сигнал nz_c управляемого коэффициента перегрузки, или указанный шестой электрический сигнал q_d, представляющий требуемое значение для скорости q по тангажу; и

- второе средство переключения, предназначенное для:

передачи в указанное первое составляющее устройство либо сигнала управляемого коэффициента перегрузки, передаваемого указанным автопилотом, или сигнала управляемого коэффициента перегрузки, передаваемого указанным элементом ручного пилотирования;

или, в противном случае, передачи указанного шестого электрического сигнала q _d в первое средство интегрирования, которое позволяет формировать четвертый электрический сигнал _d, представляющий требуемое значение положения , причем указанное первое средство переключения может передавать в указанное второе составляющее устройство указанные четвертый и шестой электрические сигналы _d и q _d вместо указанных третьего и седьмого электрических сигналов _C и q _c, генерируемых указанным первым составляющим устройством.

Предпочтительно для определения указанного второго электрического сигнала _c на основе первого сигнала _c указанное первое составляющее устройство содержит второе средство расчета, выполняющее расчет выражения

в котором F и G представляют функции состояния воздушного судна при

и

где g представляет собой ускорение силы тяжести, представляет собой аэродинамический наклон, V - скорость воздушного судна, - плотность воздуха, m - массу воздушного судна, S - расчетную площадь воздушного судна, Cz ₌₀ коэффициент подъемной силы воздушного судна для нулевого угла атаки, - градиент аэродинамического коэффициента подъемной силы, как функцию угла атаки, и T - силу тяги воздушного судна.

Для формирования указанного третьего электрического сигнала _C указанное первое составляющее устройство может содержать второе средство интегратора, которое может интегрировать указанный седьмой электрический сигнал q_c , и первый сумматор, предназначенный для формирования суммы интеграла, передаваемого указанным вторым средством интегратора, и указанного второго электрического сигнала _c.

Предпочтительно указанное второе составляющее устройство, либо на основе указанного третьего электрического сигнала _C и седьмого электрического сигнала q_c, передаваемого из указанного первого составляющего устройства, или на основе указанного четвертого сигнала _d и указанного седьмого сигнала q_d, передаваемого из указанного элемента ручного пилотирования, а также текущих значений q_r и _r скорости q по тангажу и продольного положения , определяет восьмой электрический сигнал , представляющий соответствующее управляемое значение ускорения по тангажу, затем, на основе восьмого электрического сигнала указанное второе составляющее устройство определяет указанный пятый электрический сигнал _mc.

Предпочтительно указанное второе составляющее устройство рассчитывает указанный восьмой электрический сигнал , используя уравнение

=К1. _v-К2. _r+K3.q_v-K4.q _r,

где _V представляет собой указанный третий или четвертый электрический сигнал, _r представляет текущее значение продольного положения , q_v - указанный шестой или седьмой электрический сигнал, q_r - текущее значение скорости q по тангажу, K1, K2, K3 и K4 представляют собой постоянные коэффициенты. Кроме того, для определения указанного пятого электрического сигнала _mc на основе указанного восьмого электрического сигнала , указанное второе составляющее устройство предпочтительно содержит третье средство расчета, которое выполняет расчет выражения

_mc=( -F_q)/G_q,

в котором F_q и G_q представляют собой функции состояния вождушного судна при

и

где I представляет собой инерцию по углу тангажа, представляет плотность воздуха, V - скорость воздушного судна, S - расчетную площадь воздушного судна, l - расчетную длину воздушного судна, Cm _m=0 - коэффициент угла тангажа, T - силу тяги, b - плечо рычага двигателей, - угол продольного наклона двигателей и

- эффективность рулей высоты.

На приложенных чертежах представлены варианты выполнения, предназначенные для пояснения изобретения. На этих чертежах идентичными ссылочными позициями обозначены аналогичные элементы.

На фиг.1 показана схема примерного варианта выполнения электрической системы управления полетом в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг.2 показана схема интегрированного устройства, используемого в системе по фиг.1.

На фиг.3 показана схема первого составляющего устройства системы по фиг.1.

На фиг.4 представлена кривая усиления устройства по фиг.3.

На фиг.5 показана схема второго составляющего устройства системы по фиг.1.

На фиг.6 и 7 показаны схемы, иллюстрирующие характеристику средства расчета второго составляющего устройства, выполняющего расчет восьмого электрического сигнала .

В изображенном на схеме примерном варианте выполнения электрической системы управления полетом воздушного судна в соответствии с настоящим изобретением, показанном на фиг.1, представлены автопилот 1, система 2 ручки управления, поверхности 3 управления направлением и устройство 4, предназначенное для управления отклонением указанных поверхностей управления.

В данном примере предполагается, что автопилот 1 может подавать на свой выходной вывод 7 электрический сигнал nz_c управления, соответствующий управляемому значению коэффициента перегрузки, в то время как система 2 ручки управления позволяет генерировать на своем выходном выводе 24 электрический сигнал управления, соответствующий при переключении либо требуемому значению q_d скорости по тангажу, или управляемому значению nz_c коэффициента перегрузки. Кроме того, с одной стороны, предусмотрено средство расчета 5, позволяющее рассчитывать на основе управляемого значения nz_c электрический сигнал , представляющий управляемое значение производной по времени аэродинамического наклона , и, с другой стороны, средство 6 интегрирования, позволяющее получать на основе указанного требуемого значения q_d электрический сигнал d, представляющий требуемое значение продольного положения .

Средство расчета 5 работает на основе соотношения

nz=V· /g,

связывающего коэффициент nz перегрузки и производную аэродинамического наклона , причем V представляет скорость воздушного судна и g представляет собой ускорение силы тяжести. Таким образом, средство 5 расчета, в которое передают скорость V и ускорение g силы тяжести и которое получает управляемое значение nz_c, определяет величину , используя выражение

=nz_c·g/V.

Средство 6 интегрирования, в свою очередь, содержит входной вывод 8 и два выходных вывода 9 и 10. Между выводами 8 и 9 расположен интегратор 11, в то время как соединение 12 соединяет выводы 8 и 10 (см. фиг.2). Таким образом, когда требуемое значение q _d скорости по тангажу подают на входной вывод 8, в результате интегрирования, выполняемого интегратором 11, получают требуемое значение продольного положения _d на выходном выводе 9 и требуемое значение скорости q_d по тангажу на выводе 10.

Как было описано выше и как показано на фиг.1, представленный здесь пример электрической системы управления полетом в соответствии с изобретением содержит:

- первое составляющее устройство 13, содержащее входной вывод 14, перед которым расположено средство расчета 5, и два выходных вывода 15 и 16;

- второе составляющее устройство 17, содержащее два входных вывода 18 и 19 и выходной вывод 20, причем последний выходной вывод управляет устройством 4;

- переключатель 21, который позволяет подключать входной вывод 27 средства расчета 5 либо к выходному выводу 7 автопилота 1, или к выводу 22;

- переключатель 23, который позволяет соединять выходной вывод 24 системы 2 ручки управления либо с указанным выводом 22, или со входным выводом 8 средства 6 интегрирования, причем указанный переключатель 23, кроме того, управляет переключением между сигналом q_d скорости по тангажу и сигналом nz_c на указанном выходном выводе 24; когда переключатель 23 соединяет выводы 24 и 8, при этом выходной сигнал системы 2 ручки управления представляет собой сигнал q_d; и, наоборот, когда переключатель 23 соединяет выводы 24 и 22, выходной сигнал системы 2 ручки управления представляет собой сигнал nz_c;

- переключатель 25, который позволяет соединять входной вывод 18 второго устройства 17 либо с выходным выводом 15 первого устройства 13, или с выходным выводом 9 средства 6 интегрирования; и

- переключатель 26, который позволяет соединять входной вывод 19 второго устройства 17 либо с выходным выводом 16 первого устройства 13, или с выходным выводом 10 средства 6 интегрирования.

Из приведенного выше можно видеть, что:

- когда переключатели 21, 25 и 26 соединяют соответственно выводы 27 и 7, 18 и 15 и 19 и 16, рулями 3 высоты управляют на основе автопилота 1, используя первое и второе устройства 13 и 17, при этом параметр управления представляет собой управляемое значение nz_c коэффициента перегрузки;

- когда переключатели 21, 23, 25 и 26 соединяют соответственно выводы 24 и 22, 22 и 27, 18 и 15 и 19 и 16, рулями 3 высоты управляют на основе системы 2 ручки управления с использованием первого и второго устройств 13 и 17, причем параметр управления представляет собой управляемое значение nz_c указанного коэффициента перегрузки; и

- когда переключатели 23, 25 и 26 соединяют соответственно выводы 24 и 8, 18 и 9 и 19 и 10, рулями 3 высоты управляют на основе системы 2 ручки управления с использованием только второго устройства 17, при этом параметр управления представляет собой требуемую скорость по тангажу q_d.

На фиг.3 показан пример варианта выполнения первого составляющего устройства 13. В этом примерном варианте выполнения первое устройство 13 содержит:

- устройство 30 защиты, например, типа схемы голосования, которая принимает сигнал _c средства 5 расчета на выводе 14, которое не может защитить этот сигнал между максимальным значением _max и минимальным значением _min;

- калькулятор 31, принимающий сигнал _c устройства 30 защиты, а также множество сигналов 32 отклика и рассчитывающий (как описано ниже) управляемый угол _c атаки;

- устройство 33 защиты, например, типа схемы голосования, принимающее управляемый сигнал угла _c атаки и позволяющее защитить этот сигнал между максимальным значением _max и минимальным _min;

- соединение 34 между выходом устройства 30 защиты и выходным терминалом 16, причем указанное соединение 34 содержит устройство 35 коэффициента K( ) усиления, который изменяется как функция угла атаки; следует отметить, что на выходе устройства 30 защиты появляется сигнал , который равен разности между управляемой скоростью по тангажу q_c и производной управляемого угла атаки (фактически, = + ). Теперь производная управляемого угла атаки, как правило, содержит очень большое количество шумов, так что предпочтительно пренебречь ее значением; следовательно, производная управляемого наклона используется для оценки приблизительного значения управляемой скорости по тангажу q_c. Как показано на фиг.4, коэффициент K ( ) усиления всегда равен 1, за исключением случаев близости к _min и _max, где он уменьшается до нуля. Таким образом, получают защиту в отношении угла атаки;

- устройство 36 c коэффициентом усиления 1-K ( ), получающее текущее значение аэродинамического наклона _r;

- сумматор 37 складывающий вместе выходные сигналы устройств 35 и 36 и передает полученный в результате сигнал на свой вывод 16; этот полученный в результате сигнал, таким образом, представляет в случаях, когда значение находится далеко от _min и _max, и _r, когда значение равно _min или _max;

- интегратор 38, интегрирующий сигнал соединения 34 и, поэтому, формирующий управляемый наклон ;

- сумматор 39, складывающий вместе указанный управляемый наклон _с, полученный интегратором 38, и управляемый угол _с атаки, полученный из устройства 33 защиты, для получения управляемого положения _c и передачи его на вывод 15, возможно через дополнительное устройство 40 защиты на основе угла атаки, используя текущие значения _r и _r угла атаки и положения.

Работа калькулятора 31 основана на уравнении подъемной силы, которое может быть записано следующим образом

=F +G .

причем в этом выражении F и G представляют собой функции состояния воздушного судна при

и

где g представляет ускорение силы тяжести, - аэродинамический наклон, V - скорость воздушного судна, - плотность воздуха, m - массу воздушного судна, S - расчетную площадь воздушного судна, Cz ₌₀ - коэффициент подъемной силы воздушного судна для нулевого угла атаки, - градиент аэродинамического коэффициента подъемной силы как функцию угла атаки и T - силу тяги воздушного судна.

Сигналы 32 отклика, получаемые с помощью калькулятора 31, таким образом, состоят из параметров g, , V, , m, S, Cz ₌₀, и T, которые доступны на борту воздушного судна, что позволяет рассчитать значения F и G_Y , после чего калькулятор 31 рассчитывает значение _c, используя выражение

Таким образом, на выводах 15 и 16 первого составляющего устройства 13 получают, соответственно, значение управляемого положения _C и управляемой скорости по тангажу q_c.

Как указано выше, сигнал _v управляемого положения на входном выводе 18 второго составляющего устройства 17 формируется либо по сигналу _C, который подают с выходного вывода 15 первого составляющего устройства 13, или по сигналу _d, который получают от средства 6 интегрирования.

Аналогично, значение управляемой скорости по тангажу сигнала q_v на входном выводе 19 указанного второго составляющего устройства 17 формируют либо по сигналу q _c, который получают с выходного вывода 16 первого составляющего устройства 13, или по сигналу, _d, поступающему от средства 6 интегрирования.

Во втором составляющем устройстве 17 сигнал _V управляемого продольного положения передают в устройство 41 защиты, например, типа схемы голосования, которое поддерживает этот сигнал между минимальным значением _min и максимальным значением _max. Управляемую скорость сигнала q_v по тангажу, в свою очередь, передают в устройство 42 усиления, коэффициент K( ) усиления которого всегда равен 1, за исключением тех случаев, когда находится близко к значениям _min или _max, в которых значение K( ) равно нулю (кривая коэффициента K( ) усиления как функция аналогична кривой, показанной на фиг.4, для изменения K( ) как функции ).

На основе значений _V (защищенных таким образом) и q_v (передаваемых в устройство 42) составляющее устройство 17 содержит средство для расчета производной по времени q_v, которое представляет управляемые значения ускорения угла тангажа. Это средство расчета содержит:

- устройство 43 коэффициента усиления с коэффициентом K1 усиления, принимающее сигнал _V устройства 41 защиты;

- устройство 44 коэффициента усиления с коэффициентом K2 усиления, принимающее текущее значение _r продольного положения;

- устройство 45 коэффициента усиления с коэффициентом K3 усиления, принимающее сигнал q_v устройства 42;

- устройство 46 коэффициента усиления с коэффициентом K4 усиления, принимающее текущее значение q_r скорости q по тангажу;

- вычитатель 47, предназначенный для расчета разности K₁. _V - K ₂. _r;

- вычитатель 48, предназначенный для расчета разности K3.q_v - K4.q _r; и

- сумматор 49, предназначенный для расчета суммы

=К1· _v-К2· _r+K3·q_v -K4·q_r.

Следует отметить, что, используя преобразование Лапласа, эта сумма может быть записана следующим образом:

s²· _r=K1· _v-K₂· _r+K₃·s _v-K₄·s· _r,

причем в этом выражении s представляет собой оператор Лапласа, так, что

_r/ _v=( ·s+1)· ²/(s²+2·z· ·s+ ²),

если принять K1=K2= ², K3= / ² и K4 - 2·z· .

Элементы 43-49 поэтом, ведут себя как фильтр второго порядка с угловой частотой собственных колебаний и затуханием z, с постоянным по времени изменением фазы первого порядка, равным .

На фиг.6 и 7, соответственно, представлены отклик показателей и отклик сближения с целевыми значениями такого фильтра как функция времени t.

Второе составляющее устройство 17, кроме того, содержит калькулятор 50, принимающий управляемое значение ускорения угла тангажа, сформированное элементами 43-49, а также множеством откликов 51, и рассчитывающий сигнал _mc.

Работа калькулятора 50 основана на том факте, что, как известно, ускорение угла тангажа воздушного судна представляет собой линейную функцию угла отклонения _m рулей 3 высоты, которая может быть записана следующим образом:

и в этом выражении

и

где I_y представляет собой инерцию угла тангажа, - плотность воздуха, V - скорость воздушного судна, S - расчетную площадь воздушного судна, l - расчетную длину воздушного судна, Cm _m=0 - коэффициент угла тангажа, T - силу тяги, b - плечо рычага двигателей, t - угол продольного наклона двигателей и - эффективность рулей высоты.

Таким образом, отклики 51 содержат I , , V, S, l, Cm _m=0, T, b, и , и калькулятор 50 рассчитывает выражение

_mc=( -F_q)/G_q.

Таким образом, можно видеть, что в соответствии с настоящим изобретением получают систему продольного электрического управления полетом с интегрированной защитой в отношении коэффициента перегрузки, угла атаки и продольного положения, причем в качестве параметра пилотирования можно выбрать коэффициент перегрузки или скорость по тангажу.