система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета

Формула изобретения

Система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, содержащая информационную систему, интегральный блок датчиков, вычислитель основного контура управления, вычислитель резервного контура управления, последовательно соединенные коммутатор, привод и аэродинамический руль, причем выход информационной системы по сигналу признака исправности подключен к управляющему входу коммутатора, выходы информационной системы по сигналам статического давления, динамического скоростного напора и числа Маха подключены соответственно к первому, второму и третьему входам вычислителя основного контура управления, выходы интегрального блока датчиков по сигналам нормальной перегрузки, угловой скорости тангажа и датчика положения ручки подключены соответственно к четвертому, пятому и шестому входам вычислителя основного контура управления и к первому, второму и третьему входам вычислителя резервного контура управления, а выходы вычислителей подключены соответственно к нормально замкнутому и к нормально разомкнутому контактам коммутатора, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены запоминающее устройство, два пороговых устройства, логическое устройство и интегрирующее устройство, причем первый, второй, третий и четвертый входы запоминающего устройства соединены соответственно с выходами информационной системы по сигналам признака исправности, статического давления, динамического скоростного напора и числа Маха, выход запоминающего устройства по сигналу статического давления подключен к входу первого порогового устройства и к первому входу интегрирующего устройства, выход по сигналу динамического скоростного напора подключен к второму входу интегрирующего устройства, выход по сигналу числа Маха подключен к входу второго порогового устройства и к третьему входу интегрирующего устройства, выходы пороговых устройств подключены к соответствующим входам логического устройства, выходы которого по сигналам выбранных значений статического давления, динамического скоростного напора, числа Маха и времени их изменения подключены соответственно к четвертому, пятому, шестому и седьмому входам интегрирующего устройства, выходы интегрирующего устройства по сигналам статического давления, динамического скоростного напора и числа Маха подключены к соответствующим входам вычислителя резервного контура управления.

Описание изобретения к патенту

Заявляемое изобретение относится к системам автоматического управления самолетом, в частности к системам, обеспечивающим управление самолетом при отказе информационной системы.

Известны системы автоматического управления полетом самолета, в которых в случае отказа информационной системы основного контура управления управление полетом осуществляют посредством резервного (аварийного) контура. Подобные системы управления описаны, в частности, в патентах на изобретения RU 2235042, В64С 13/00, G06F 13/00; RU 2235043, B64C 13/00, G06F 13/00; RU 2235044, B64C 13/00, G06F 13/00; в книге Автоматизированное управление полетом воздушных судов/ Под ред. С.М.Федорова. М.: Транспорт, 1992, с.165-167 и в Руководстве по летной эксплуатации самолета А-320.

К недостаткам известных систем автоматического управления, использующих основной и резервный контуры управления, следует отнести тот факт, что в случае отказа информационной системы и переключения на резервный контур управления не представляется возможным обеспечить требования к качеству переходных процессов в контуре управления во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей, в частности, применительно к высокоманевренным самолетам.

Наиболее близкой по технической сущности к заявляемой системе является система автоматического управления полетом самолета, представленная в Руководстве по летной эксплуатации самолета А-320. Данная система управления также предусматривает в случае отказа информационной системы переключение с основного контура управления на резервный ("direct law"). При этом формирование управляющего сигнала осуществляется в соответствии с алгоритмом, согласно которому передаточные числа по сигналам угловых скоростей, перегрузок и сигналов датчиков отклонения органов управления имеют постоянные наперед заданные значения и не зависят от высотно-скоростных параметров в момент отказа информационной системы.

Недостатком известной системы автоматического управления является то, что для высокоманевренного самолета, например, типа Миг-29 КУБ не удается обеспечить приемлемые характеристики управляемости во всем диапазоне высот и скоростей полета при постоянных передаточных числах сигналов управления. Причем передаточные числа в основном и резервном контурах управления, как правило, отличаются минимум в 3 раза, в результате чего при переключении режимов происходит существенное изменение параметров движения самолета, таких как нормальная и боковая перегрузка, углы тангажа, крена и рыскания, что, в свою очередь, существенно снижает безопасность полета

Целью изобретения является обеспечение требуемых характеристик управляемости самолета и безопасности полета при отказе информационной системы.

Поставленная цель достигается за счет того, что в систему автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, содержащую информационную систему, на выходе которой формируются сигналы, соответствующие высотно-скоростным параметрам полета, интегральный блок датчиков, вычислитель основного контура управления, вычислитель резервного контура управления, последовательно соединенные коммутатор, привод и аэродинамический руль, причем выход информационной системы по сигналу признака исправности подключен к управляющему входу коммутатора, выходы информационной системы по сигналам статического давления, динамического скоростного напора и числа Маха подключены соответственно к первому, второму и третьему входам вычислителя основного контура управления, выходы интегрального блока датчиков по сигналам нормальной перегрузки, угловой скорости тангажа и датчика положения ручки подключены соответственно к четвертому, пятому и шестому входам вычислителя основного контура управления и к первому, второму и третьему входам вычислителя резервного контура управления, а выходы вычислителей подключены соответственно к нормально замкнутому и к нормально разомкнутому контактам коммутатора, дополнительно введены запоминающее устройство, два пороговых устройства, логическое устройство и интегрирующее устройство, первый, второй, третий и четвертый входы запоминающего устройства соединены соответственно с выходами информационной системы по сигналам признака исправности, статического давления, динамического скоростного напора и числа Маха, выход запоминающего устройства по сигналу статического давления подключен к входу первого порогового устройства и к первому входу интегрирующего устройства, выход по сигналу динамического скоростного напора подключен к второму входу интегрирующего устройства, выход по сигналу числа Маха подключен к входу второго порогового устройства и к третьему входу интегрирующего устройства, выходы пороговых устройств подключены к соответствующим входам логического устройства, выходы которого по сигналам выбранных значений статического давления, динамического скоростного напора, числа Маха и времени их изменения подключены соответственно к четвертому, пятому, шестому и седьмому входам интегрирующего устройства, выходы интегрирующего устройства по сигналам статического давления, динамического скоростного напора и числа Маха подключены к соответствующим входам вычислителя резервного контура управления.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена функциональная схема заявляемой системы автоматического управления полетом высокоманевренного самолета.

Система содержит информационную систему 1, интегральный блок 2 датчиков, вычислитель 3 основного контура управления, вычислитель 4 резервного контура управления, коммутатор 5, привод 6, аэродинамический руль 7, запоминающее устройство 8, пороговые устройства 9 и 10, логическое устройство 11 и интегрирующее устройство 12.

При полете самолета происходит изменение его высотно-скоростных параметров, таких как, например, статическое давление, динамический скоростной напор, число Маха и др. Соответствующие им сигналы формируются на втором, третьем и четвертом выходах информационной системы 1. Данные сигналы поступают соответственно на первый, второй и третий входы вычислителя 3 основного контура управления. С помощью этих сигналов осуществляется изменение значений передаточных чисел управляющих сигналов (нормальной перегрузки, угловой скорости тангажа, датчика положения ручки), поступающих с выхода интегрального блока 2 датчиков соответственно на четвертый, пятый и шестой входы вычислителя 3 основного контура управления и на первый, второй и третий входы вычислителя 4 резервного контура управления. При этом в вычислителях 3 и 4 основного и резервного контуров управления реализованы одинаковые законы изменения передаточных чисел. В случае исправной работы информационной системы 1 сигнал признака ее исправности поступает на управляющий вход коммутатора 5, при этом управляющий сигнал, сформированный в вычислителе 3 основного контура управления, через нормально замкнутый контакт коммутатора 5 поступает на привод 6, под воздействием которого происходит отклонение аэродинамического руля 7 и автоматическое управление самолетом. В случае отказа информационной системы 1 и отсутствия в результате этого сигнала признака исправности данной системы на управляющем входе коммутатора 5 и на первом входе запоминающего устройства 8 происходит отключение привода 6 от выхода вычислителя 3 основного контура управления и подключение его к выходу вычислителя 4 резервного контура управления. Одновременно происходит запоминание сигналов высотно-скоростных параметров полета, таких как статическое давление, динамический скоростной напор и число Маха, имеющих место в момент отказа системы 1 и поступающих соответственно на второй, третий и четвертый входы запоминающего устройства 8. Запомненные сигналы с выходов устройства 8 поступают соответственно: сигнал статического давления - на вход порогового устройства 9 и первый вход интегрирующего устройства 12, на второй вход которого поступает сигнал динамического скоростного напора, а на третий вход - сигнал числа Маха, поступающий также на вход порогового устройства 10. С выходов пороговых устройств 9 и 10 сигналы статического давления и числа Маха поступают на соответствующие входы логического устройства 11, при этом, если величины запомненных значений сигналов статического давления (Рст.) и числа Маха (М) равны или больше порогового значения (Рпор., Мпор.), на выходе соответствующего порогового устройства формируется сигнал логической «1», если Рст. и М меньше Рпор. и Мпор. - сигнал логического «0». В логическом устройстве 11 формируются четыре массива выбранных значений высотно-скоростных параметров полета, в частности статического давления, динамического скоростного напора, числа Маха и времени их изменения в зависимости от значений сигналов на выходе пороговых устройств 9 и 10, например:

Рст.>Рпор. и М>Мпор. - полет на малых высотах и больших М,

Рст.<Рпор. и М>Мпор. - полет на больших высотах и больших М,

Рст.>Рпор. и М<Мпор. - полет на малых высотах и малых М,

Рст.<Рпор. и М<Мпор. - полет на больших высотах и малых М.

Для каждого из этих пространственных положений самолета выбираются с учетом траектории возврата самолета на аэродром фиксированные значения высотно-скоростных параметров и время, за которое их необходимо изменить от значений в момент отказа до выбранных значений. Данные сигналы статического давления, динамического скоростного напора, числа Маха и времени поступают с выходов логического устройства 11 соответственно на четвертый, пятый, шестой и седьмой входы интегрирующего устройства 12.

Таким образом, в интегрирующем устройстве 12 по каждому параметру осуществляют изменение его значений от величин, поступающих на первые три входа, до величин, поступающих соответственно на четвертый, пятый и шестой входы, за время, пропорциональное сигналу, поступающему на седьмой вход данного устройства. Сигналы статического давления, динамического скоростного напора и числа Маха с выходов интегрирующего устройства 12 подают соответственно на четвертый, пятый и шестой входы вычислителя 4 резервного контура управления, осуществляя изменение передаточных чисел по сигналам управления «безударно», обеспечивая требования к характеристикам устойчивости и управляемости.

Как показали результаты моделирования комплексной системы управления КСУ-941, при использовании данной системы автоматического управления высокоманевренным самолетом представляется возможность при отказе информационной системы «безударно» (без динамических ошибок по сигналам перегрузки и угловой скорости) перейти на резервный контур управления и обеспечить приемлемые характеристики устойчивости и управляемости в системе и, тем самым, повысить безопасность полета. Из вышеизложенного следует, что предлагаемая система реализуема и применима, в частности, для высокоманевренного самолета типа МИГ-29 КУБ.