СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ УГЛОВЫМ ПОЛОЖЕНИЕМ ВЕРТОЛЕТА
METHOD TO AUTOMATICALLY CONTROL HELICOPTER ANGULAR POSITION

Заявляемое изобретение относится к системам автоматического управления полетом вертолета, в частности к системам автоматического управления угловым положением вертолета по крену и тангажу, использующим комбинированную систему управления КСУ, содержащую систему дистанционного управления СДУ и систему автоматического управления САУ.
Известны системы автоматического управления угловым положением вертолета, описанные, в частности, в патентах: RU 2150137 С1, 27.05.2000; RU 2204504 C1, 20.05.2003; RU 2220073 C1, 27.12.2003; US 6128554 A от 03.10.2000 г., RU 2282562 C1, 27.08.2006, US 6128554 A, 03.10.2000 и в книге С.М.Федорова и др. Автоматизированное управление полетом воздушных судов. - М.: Транспорт, 1992, с.228, 229, 236, рис.12.2, 12.5, 12.10.
К недостаткам известных систем автоматического управления угловым положением вертолета следует отнести тот факт, что они не обеспечивают важнейших характеристик управляемости: устойчивости по скорости вертолета, постоянства градиентов  и  управления по крену и тангажу, а также максимальных располагаемых значений углов крена и тангажа в зависимости от скорости полета.
Наиболее близкой по технической сущности к заявляемой является система автоматического управления угловым положением вертолета, в частности по крену, представленная в книге С.М.Федорова и др. Автоматизированное управление полетом воздушных судов. - М.: Транспорт, 1992, с.236, рис.12.10.
Однако данной системе автоматического управления угловым положением вертолета присущи недостатки, описанные выше, не позволяющие обеспечить важнейших характеристик управляемости, а именно устойчивости по скорости вертолета, постоянства градиентов управления  и  и максимальных располагаемых значений углов крена и тангажа во всем диапазоне изменения скоростей полета.
Целью изобретения является устранение указанных недостатков и обеспечение устойчивости по скорости вертолета, а также постоянства градиентов управления  и  и максимальных значений углов крена и тангажа вертолета во всем диапазоне изменения скоростей полета.
Поставленная цель достигается за счет того, что в систему автоматического управления угловым положением вертолета, содержащую датчик угла, датчик положения ручки управления, датчик угловой скорости, последовательно соединенные первый сумматор, первый вход которого соединен с выходом датчика положения ручки управления, а второй вход соединен с выходом датчика угловой скорости, и привод, второй сумматор, последовательно соединенные третий сумматор, первый вход которого соединен с выходом датчика угла, четвертый сумматор, пятый сумматор и ограничитель, выход которого соединен со вторым входом привода, дополнительно введены интегрирующее устройство, нелинейный элемент с зоной нечувствительности и ограничением, электронный автотриммер и запоминающее устройство, причем первый вход интегрирующего устройства соединен с выходом третьего сумматора, а выход - со вторым входом четвертого сумматора, выход которого соединен через нелинейный элемент с зоной нечувствительности и ограничением со вторым входом интегрирующего устройства, а через электронный автотриммер - с третьим входом интегрирующего устройства, выход электронного автотриммера соединен также со вторым входом пятого сумматора, кроме того, первый вход второго сумматора соединен с выходом датчика положения ручки управления, второй, инвертирующий, вход соединен с выходом запоминающего устройства, вход которого соединен с выходом датчика положения ручки, а выход второго сумматора соединен со вторым входом третьего сумматора и с третьим, инвертирующим, входом пятого сумматора.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена блок-схема заявляемой системы автоматического управления угловым положением вертолета.
γ
υ
Система содержит датчик 1 угла (крена γ или тангажа ϑ), датчик 2 положения ручки управления, датчик 3 угловой скорости (ω или ω), первый сумматор 4, привод 5, второй сумматор 6, третий сумматор 7, четвертый сумматор 8, пятый сумматор 9, ограничитель 10, интегрирующее устройство 11, нелинейный элемент 12 с зоной нечувствительности и ограничением, электронный автотриммер 13 и запоминающее устройство 14.
Р
γ
υ
При воздействии летчика на ручку управления на выходе датчика 2 положения ручки управления формируется сигнал Х, поступающий на первый вход первого сумматора 4, на второй вход которого поступает демпфирующий сигнал с датчика 3 угловой скорости (ω или ω). Суммарный сигнал с выхода первого сумматора 4, являющийся управляющим сигналом системы дистанционного управления СДУ, подают на первый вход привода 5. Сигнал с датчика 2 положения ручки подают также в систему автоматического управления САУ, а именно на первый вход второго сумматора 6 и через запоминающее устройство 14, фиксирующее значение данного сигнала в момент включения режима «ручка-угол», на второй, инвертирующий, вход данного сумматора.
Сигнал с выхода второго сумматора 6 подают на второй вход третьего сумматора 7, на первый вход которого поступает сигнал с датчика 1 угла (γ или ϑ). Сигнал с выхода третьего сумматора 7 подают на первый вход четвертого сумматора 8 и через интегрирующее устройство 11 - на второй вход четвертого сумматора 8. Принимая во внимание, что КСУ состоит из высоконадежной, например, четырехкратно резервированной, СДУ и менее надежной, например, дублированной САУ, для обеспечения отказобезопасности управляющий сигнал с четвертого сумматора 8 динамически ограничивают с использованием нелинейного элемента 12 с зоной нечувствительности и ограничением, вход которого соединен с выходом четвертого сумматора 8, а выход - со вторым входом интегрирующего устройства 11.
В случае если величина входного сигнала нелинейного элемента 12 с зоной нечувствительности и ограничением по абсолютной величине больше зоны нечувствительности, на второй вход интегрирующего звена поступает сигнал, по которому на каждом шаге интегрирования на выходе интегрирующего устройства 11 выставляются начальные условия, ограничивающие величину сигнала четвертого сумматора 8. Отметим, что при изменении скорости полета изменяется балансировка органов управления вертолета, которая будет в данной системе осуществляться с использованием интегрирующего устройства 11, при этом, при ненулевых балансировочных значениях органов управления, в системе величины сигналов, соответствующие максимальным значениям положительных и отрицательных углов, будут не одинаковые. Для устранения данного недостатка в системе используется электронный автотриммер 13, который обнуляет поступающий на его вход сигнал четвертого сумматора 8. Электронный автотриммер может быть реализован, например, в виде интегрирующего устройства с импульсным регулированием скорости. Для того, чтобы электронный автотриммер 13 не влиял на динамические характеристики системы, сигнал по скорости перемещения с первого его выхода подают на третий вход интегрирующего устройства 12. Сигнал со второго выхода, осуществляющий перебалансировку вертолета и обнуление сигнала четвертого сумматора 8, подают на второй вход пятого сумматора 9. На первый вход данного сумматора подают сигнал с четвертого сумматора 8, а на третий, инвертирующий, вход подают сигнал рассогласования между текущим значением датчика 2 положения ручки управления и значением, соответствующим моменту включения режима управления угловым положением вертолета «ручка-угол». Данный сигнал компенсирует дополнительное относительно балансировочного значения перемещение органов управления от отклонения ручки управления в СДУ. Сигнал управления САУ с выхода пятого сумматора 9 через ограничитель 10 подают на второй вход привода и осуществляют автоматическое управление угловыми положениями вертолета.
Для реализации заявляемой системы автоматического управления угловым положением вертолета не требуется специального оборудования. В системе могут быть использованы стандартные датчики угловых скоростей, углов и положения ручки управления, выпускаемые промышленностью. Функции вычислителей (сумматоров, интегрирующего устройства и т.д.) могут быть реализованы с помощью БЦВМ.
Как показали результаты моделирования системы КСУ-А для вертолета «АНСАТ», при использовании данного технического решения обеспечивается устойчивость по скорости вертолета, а также постоянство градиентов управления  и  и максимальных значений углов крена и тангажа вертолета во всем диапазоне изменения скоростей полета.
Таким образом, предлагаемая система автоматического управления угловым положением вертолета реализуема и применима для широкого класса вертолетов, в частности типа «АНСАТ».