способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета

Формула изобретения

1. Способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, предусматривающий использование статического автомата продольного управления, при котором сигнал управления формируют на основе сигналов датчика положения ручки управления, нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа, дополнительно, для формирования сигнала управления, формируют сигнал, соответствующий среднеарифметическому значению балансировки самолета, рассчитанному для предельных значений центровки и веса самолета, сигнал, соответствующий разбалансировке самолета, вызванной изменением центровки и веса самолета во время полета, и сигнал желаемого балансировочного перемещения ручки управления, при этом сигнал разбалансировки формируют на основе сигнала нормальной перегрузки и сигнала разности между сигналами датчика положения ручки управления и желаемого балансировочного перемещения ручки управления с учетом режима управления или стабилизации, осуществляемого летчиком, причем сигнал, соответствующий разбалансировке самолета, вызванной изменением центровки и веса самолета, обнуляют на режиме «ВЗЛЕТ» и запоминают последнее значение при включении режима «ПОСАДКА».

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что для идентификации режима управления или стабилизации, осуществляемого летчиком, определяют знаки сигналов нормальной перегрузки и сигнала разности между сигналами датчика положения ручки управления и желаемого балансировочного перемещения ручки управления и идентифицируют режим, осуществляемый летчиком, как режим управления самолетом, если знаки сигналов противоположны, и как режим стабилизации, если знаки сигналов одинаковы.

3. Способ по п.2, отличающийся тем, что при идентификации режима, осуществляемого летчиком, как режима управления самолетом, формируют сигнал разбалансировки, равный нулю, а при идентификации режима, осуществляемого летчиком, как режима стабилизации, формируют сигнал разбалансировки в виде постоянной скорости интегрирования, знак которой определяется знаком сигнала нормальной перегрузки, сигнал скорости интегрирования с временной задержкой интегрируют и с его учетом формируют сигнал управления приводом аэродинамического руля, при этом, если время интегрирования превышает заданное, обнуляют сигнал скорости интегрирования, причем величины временной задержки и времени непрерывного интегрирования выбирают из условия обеспечения требований к динамическим характеристикам управляемости при перебалансировке самолета.

Описание изобретения к патенту

Заявляемое изобретение относится к способам автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, использующего в продольном канале статический автомат продольного управления, в частности к способам, обеспечивающим устойчивость самолета по скорости.

Известны способы автоматического управления полетом самолета, при которых устойчивость по скорости самолета, использующего статический автомат продольного управления (АПУ), обеспечивается за счет соответствующего выбора коэффициентов по сигналам нормальной перегрузки (n_y), угловой скорости тангажа ( _z) и датчика положения ручки (Кш). Данные способы описаны, например, в книгах: Михалев И.А. и др. Системы автоматического управления самолетом. Методы анализа и расчета. М.: Машиностроение, 1971, с.140-142; под ред. Федорова С.М. Автоматизированное управление самолетами и вертолетами. М.: Транспорт, 1977, с.76-77.

К недостаткам известных способов автоматического управления, предусматривающих использование статического АПУ, следует отнести тот факт, что применительно к высокоманевренному самолету типа МИГ-29КУБ, они не способны обеспечить устойчивость самолета по скорости во всем диапазоне рабочих высот и скоростей при его разбалансировке, вызванной изменением веса и центровки, только за счет сигналов датчиков обратных связей (n_y, _z) и положения ручки (Кш).

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому является способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, предусматривающий использование статического АПУ, описанный в книге Оболенского Ю.Г. Управление полетом маневренных самолетов. М.: филиал Воениздат, 2007, с.254.

Однако и данному способу присущи недостатки, описанные выше, не позволяющие обеспечить устойчивость высокоманевренного самолета по скорости во всем диапазоне его маневрирования.

Целью настоящего изобретения является устранение указанных недостатков и обеспечение устойчивости по скорости высокоманевренного самолета, использующего статический АПУ, во всем диапазоне его маневрирования, независимо от величины разбалансировки, вызываемой изменением веса и центровки самолета.

Поставленная цель достигается за счет того, что согласно предлагаемому способу автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, предусматривающему использование статического автомата продольного управления, при котором сигнал управления формируют на основе сигналов датчика положения ручки управления, нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа, дополнительно для формирования сигнала управления формируют сигнал, соответствующий среднеарифметическому значению балансировки самолета, рассчитанному для предельных значений центровки и веса самолета, сигнал, соответствующий разбалансировке самолета, вызванной изменением центровки и веса самолета во время полета, и сигнал желаемого балансировочного перемещения ручки управления, при этом сигнал разбалансировки формируют на основе сигнала нормальной перегрузки и сигнала разности между сигналами датчика положения ручки управления и желаемого балансировочного перемещения ручки управления с учетом режима управления или стабилизации, осуществляемого летчиком, причем сигнал, соответствующий разбалансировке самолета, вызванной изменением центровки и веса самолета, обнуляют на режиме «ВЗЛЕТ» и запоминают последнее значение при включении режима «ПОСАДКА».

Для идентификации режима управления или стабилизации, осуществляемого летчиком, определяют знаки сигналов нормальной перегрузки и сигнала разности между сигналами датчика положения ручки управления и желаемого балансировочного перемещения ручки управления и идентифицируют режим, осуществляемый летчиком, как режим управления самолетом, если знаки сигналов противоположны, и как режим стабилизации, если знаки сигналов одинаковы.

При идентификации режима, осуществляемого летчиком, как режима управления самолетом, формируют сигнал разбалансировки, равный нулю, а при идентификации режима, осуществляемого летчиком, как режима стабилизации, формируют сигнал разбалансировки в виде постоянной скорости интегрирования, знак которой определяется знаком сигнала нормальной перегрузки, сигнал скорости интегрирования с временной задержкой интегрируют и с его учетом формируют сигнал управления приводом аэродинамического руля, при этом, если время интегрирования превышает заданное, обнуляют сигнал скорости интегрирования, причем величины временной задержки и времени непрерывного интегрирования выбирают из условия обеспечения требований к динамическим характеристикам управляемости при перебалансировке самолета.

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

Система содержит ручку 1 управления, датчик 2 положения ручки, вычислитель 3 статического автомата продольного управления, привод 4, аэродинамический руль 5, интегральный блок 6 датчиков, блок 7 среднеарифметического значения балансировки, сумматор 8, блок 9 управления интегралом, интегрирующее устройство 10, блок 11 желаемого балансировочного перемещения ручки управления и блок 12 разовых команд.

Летчик, управляя самолетом, отклоняет ручку 1 управления. На выходе датчика 2 положения ручки 1 управления формируют сигнал, пропорциональный данному отклонению, который подают на первый вход вычислителя 3 статического автомата продольного управления. На второй и третий входы вычислителя 3 подают сигналы нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа с интегрального блока 6 датчиков.

Сигнал, сформированный в вычислителе 3 статического автомата продольного управления, подают на первый вход привода 4, с помощью которого отклоняют аэродинамический руль 5, осуществляя, таким образом, управление самолетом. При этом балансировка самолета, зависящая от центровки и веса самолета, в ряде случаев становится такой, что при разгонах самолета ручка 1 управления перемещается в направлении создания кабрирующих моментов, а при торможении - в направлении на пикирование, т.е. на самолете проявляется неустойчивость по скорости.

Для устранения данного недостатка сигнал с выхода блока 7 среднеарифметического значения балансировки, рассчитанного для предельных значений центровки и веса самолета, подают на второй вход привода 4.

Теперь необходимо сформировать сигнал разбалансировки самолета, связанной с изменением центровки и веса самолета, и подать его на третий вход привода 4. Для этого используют последовательно соединенные сумматор 8, на первый вход которого подают сигнал с датчика 2 положения ручки управления, блок 9 управления интегралом, на первый вход которого подают сигнал нормальной перегрузки с интегрального блока 6 датчиков, и интегрирующее устройство 10. Кроме того, используют блок 11 желаемого балансировочного перемещения ручки 1 управления, сигнал с выхода которого подают на второй вход сумматора 8. В блоке 9 управления интегралом производят сравнение знаков сигнала нормальной перегрузки и сигнала разности между сигналами датчика 2 положения ручки управления и блока 11 желаемого балансировочного перемещения ручки управления, и тем самым определяют, какой режим осуществляется летчиком: режим управления нормальной перегрузкой (при противоположных знаках) или режим стабилизации (при одинаковых знаках). В режиме управления на выходе блока 9 управления интегралом формируют нулевой сигнал. При стабилизации формируют сигнал разбалансировки в виде постоянной скорости интегрирования, знак которой определяется знаком сигнала нормальной перегрузки интегрального блока 6 датчиков. Сигнал скорости интегрирования поступает на вход интегрирующего устройства 10 с временным запаздыванием. Отметим, что, если время непрерывного интегрирования больше заданного, обнуляют сигнал скорости интегрирования, причем величины временной задержки и времени непрерывного интегрирования выбирают из условия обеспечения требований к динамическим характеристикам управляемости при перебалансировке самолета. Сигнал с выхода блока 9 управления интегралом через интегрирующее устройство 10 подают на третий вход привода 4.

Таким образом, в данной системе обеспечивается астатизм по сигналу сумматора 8, и при разгонах самолета ручка управления 1 по отношению к летчику будет перемещаться в направлении «от себя», а при торможении - «на себя», в полном соответствии с сигналом блока 11 желаемого балансировочного перемещения ручки управления, что соответствует устойчивому по скорости самолету.

Для исключения влияния интегральной части схемы на управляемость самолета на особо важных этапах полета (взлет, посадка) сигнал «ВЗЛЕТ» подают на третий вход блока 9 управления интегралом и осуществляют его обнуление, а сигнал «ПОСАДКА» подают на второй вход интегрирующего устройства 10 и запоминают его значение.

Для реализации заявленного способа автоматического управления высокоманевренным самолетом не требуется специального оборудования. Так в качестве интегрального блока датчиков может быть использован блок ИБД-51, а функции вычислителей и формирователя компенсационного сигнала могут быть реализованы с помощью бортовой вычислительной машины.

Как показали результаты моделирования комплексной системы управления КСУ-941, при использовании данного способа автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, использующего статический автомат продольного управления, предоставляется возможность обеспечить устойчивость самолета по скорости.

Таким образом, предлагаемый способ реализуем и применим, в частности, для высокоманевренного самолета типа МИГ-29КУБ.