УСТРОЙСТВО УПРАВЛЕНИЯ КАНАЛОМ ТАНГАЖА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Полезная модель относится к бортовым системам автоматического управления летательными аппаратами, которые реализуют в процессе полета развороты со значительными углами атаки.
Известны системы управления летательными аппаратами, содержащие в канале тангажа задатчик сигнала управления, датчик угла тангажа, датчик угловой скорости по тангажу и суммирующий усилитель, формирующие по задающим воздействиям и сигналам датчиков состояния управляющие воздействия на рулевые приводы летательного аппарата [1]. Данные существенные признаки есть и в предлагаемом техническом решении. В устройстве - аналоге возможны режимы, когда угол атаки, выходит за рамки допустимого, что снижает качество управления летательным аппаратом и существует вероятность выхода режимов полета за ограничения по прочности.
К известным решениям можно отнести введение дополнительных фильтров в канал управления для ограничения угла атаки [2]. Однако эти фильтры решают частные задачи, как и описано в [2], например, в условиях ветровых порывов; в то же время фильтры в прямой цепи ослабляют прохождение сигналов управления.
Наиболее близким к предлагаемому решению, принятым за прототип, является устройство управления каналом тангажа летательного аппарата, содержащее задатчик сигнала управления, датчик угла тангажа, датчик угловой скорости по тангажу и последовательно соединенные интегратор и суммирующий усилитель, причем выходы датчика угла тангажа и датчика угловой скорости по тангажу соединены соответственно со вторым и третьим входами суммирующего усилителя, выход которого является выходом устройства [3, с.194]. Все данные существенные признаки есть и в предлагаемом техническом решении.
В устройстве - прототипе [3], также как и в устройстве [2], возможны режимы, когда угол атаки, выходит за рамки допустимого, что снижает качество управления летательным аппаратом и существует вероятность выхода режимов полета за ограничения по прочности.
Решаемой в предложенном устройстве технической задачей является расширение маневренных возможностей устройства и ограничение угла атаки.
Указанный технический результат достигается тем, что в известное устройство управления каналом тангажа летательного аппарата, содержащее задатчик сигнала управления, датчик угла тангажа, датчик угловой скорости по тангажу и последовательно соединенные интегратор и суммирующий усилитель, причем выходы датчика угла тангажа и датчика угловой скорости по тангажу соединены соответственно со вторым и третьим входами суммирующего усилителя, выход которого является выходом устройства, дополнительно введены последовательно соединенные задатчик опорного сигнала, первый и второй блоки умножения и функциональный ограничитель сигнала, выход которого подключен к входу интегратора, датчик скорости полета, подключенный через блок деления ко второму входу второго блока умножения, датчик скоростного напора, выход которого соединен со вторым входом блока деления, при этом выход задатчика сигнала управления соединен со вторым входом функционального ограничителя сигнала, и датчик текущего значения массы, выход которого соединен со вторым входом первого блока умножения.
Отличительными признаками предлагаемого технического решения являются то, что в устройство управления каналом тангажа летательного аппарата введены последовательно соединенные задатчик опорного сигнала, первый и второй блоки умножения и функциональный ограничитель сигнала, выход которого подключен ко входу интегратора, датчик скорости полета, подключенный через блок деления ко второму входу второго блока умножения, датчик скоростного напора, выход которого соединен со
вторым входом блока деления, при этом выход задатчика сигнала управления соединен со вторым входом функционального ограничителя сигнала, и датчик текущего значения массы, выход которого соединен со вторым входом первого блока умножения.
Предложенное устройство управления каналом тангажа летательного аппарата позволяет расширить функциональные возможности управления летательным аппаратом и ограничить при этом угол атаки и тем самым повысить качество управления летательным аппаратом и вероятность невыхода режимов полета за ограничения по прочности.
На схеме представлена структурная схема устройства управления каналом тангажа летательного аппарата.
Устройство содержит задатчик сигнала управления 1, датчик угла тангажа 2, датчик угловой скорости по тангажу 3 и последовательно соединенные интегратор 4 и суммирующий усилитель 5, последовательно соединенные задатчик опорного сигнала 6, первый блок умножения 7, второй блок умножения 8 и функциональный ограничитель сигнала 9, выход которого подключен к входу интегратора 4, датчик скорости полета 10, подключенный через блок деления 11 ко второму входу второго блока умножения 8, датчик скоростного напора 12, выход которого соединен со вторым входом блока деления 11, причем выходы датчика угла тангажа 2 и датчика угловой скорости по тангажу 3 соединены соответственно со вторым и третьим входами суммирующего усилителя 5, выход которого является выходом устройства, выход задатчика сигнала управления 1 соединен со входом функционального ограничителя сигнала 9, и датчик текущего значения массы 13, выход которого соединен со вторым входом первого блока умножения.
Устройство управления каналом тангажа летательного аппарата работает следующим образом.
в
y
z
Выходной сигнал управления σ формируется по сигналам интегратора 4-ϑ , датчика угла тангажа 2-ϑ и датчика угловой скорости 3-ω в виде:
в
где σ - сигнал управления, формируемый суммирующим усилителем 5;
ϑ
K,  - передаточные числа, выставляемые в суммирующем усилителе 5;
ϑ - сигнал угла тангажа, поступающий от датчика 2;
z
ω - сигнал угловой скорости по тангажу, , поступающий от датчика 3;
y
ϑ - сигнал управления, формируемый интегратором 4 по сигналу О функционального ограничителя сигнала 9:
При этом в базовом режиме - в условиях допустимых значений угла атаки:
где  - сигнал с выхода задатчика сигнала управления 1.
доп.
В условиях функционирования устройства в составе системы управления летательного аппарата косвенно анализируется значение угла атаки летательного аппарата α (непосредственное измерение которого представляет известные трудности) и при приближении величины α к допустимому α вводится ограничение в законе управления (1) в части формирования . А именно. Для решения поставленной технической задачи сигнал  формируется от задатчика сигнала управления 1 по
сигналу  при функциональном ограничении его величиной  в блоке 9, т.е.
Величина  формируется блоками 6, 7, 8, 10, 11 и 12 для блока 9 следующим образом.
Основным соотношением в переходных процессах по отработке управляющих воздействий является, как показано, например, в [2], соотношение для угла атаки α:
где:  - коэффициент подъемной силы летательного аппарата.
Из уравнения (5):
где .
Таким образом, с точностью до динамической составляющей
y
доп
Поскольку канал тангажа летательного аппарата отрабатывает заданную величину ϑ, то, зная α, можно оценить :
Так как
(см., например, [3, с.30]),
где:  - коэффициент подъемной силы;
ρ - плотность воздуха;
S - площадь крыла;
m - масса летательного аппарата,
V - скорость полета летательного аппарата,
то из (8) с учетом (9) может быть получено соотношение:
Датчик скоростного напора 11 выдает сигнал скоростного напора
Из (11) следует:
и тогда (10) перепишется:
α
доп
По соотношению (13) формируется сигнал со, (коэффициент в числителе Кα выставлен в блоке 6 как заданная величина и поступает на первый вход первого блока умножения 7).
Сигналы скорости полета V и скоростного напора q с соответствующих датчиков 10 и 12 делятся в блоке деления 11. Сигнал деления поступает на второй вход второго блока умножения 8, на выходе которого имеем сигнал  в соответствии с (10).
Таким образом, предложенное устройство управления каналом тангажа летательного аппарата позволяет расширить функциональные
возможности управления летательным аппаратом и ограничить при этом угол атаки.
Все блоки устройства управления являются стандартными и могут быть реализованы на элементах автоматики и вычислительной техники, например, по [4, 5].
Источники информации:
1. Патент РФ №1751716, 30.07.92, кл. G 05 B 13/02.
2. «Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов» Под ред. Г.С.Бюшгенса. М.: Наука, Физматлит, 1998, с.616-618.
3. И.А.Михалев и др. «Системы автоматического управления самолетом» М.: Машиностроение, 1987, с.30, 194.
4. А.У.Ялышев, О.И.Разоренов. «Многофункциональные аналоговые регулирующие устройства автоматики». М.: Машиностроение, 1981, с. 103.
5. В.Б.Смолов. «Функциональные преобразователи информации» Л.: Энергоиздат, Ленинградское отделение, 1981, с.55.