УСТРОЙСТВО УПРАВЛЕНИЯ ПРОДОЛЬНЫМ ДВИЖЕНИЕМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Полезная модель относится к системам управления пространственным положением объекта, а конкретно к бортовым системам автоматического управления летательными аппаратами с реализацией разворотов с большими углами тангажа.
Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является принятое за прототип устройство управления продольным движением летательного аппарата [1], содержащее задатчик сигнала управления, датчик угла тангажа, датчик угловой скорости и последовательно соединенные интегратор и суммирующий усилитель, причем выходы датчика угла тангажа и датчика угловой скорости соединены соответственно со вторым и третьим входами суммирующего усилителя, выход которого является выходом устройства. Все данные существенные признаки присутствуют и в предлагаемом техническом решении.
Недостатками известного устройства являются ограниченные функциональные возможности, связанные с отсутствие средств ограничения перегрузки и угла атаки летательного аппарата, что может повлечь за собой разрушение летательного аппарата.
Техническим результатом, на достижение которого направлено предлагаемое решение, является ограничение перегрузок и угла атаки летательного аппарата, что позволит снизить возможность его разрушения.
Указанный технический результат достигается тем, что в известное устройство управления продольным движением летательного аппарата, содержащее задатчик сигнала управления, датчик угла тангажа, датчик угловой скорости и последовательно соединенные интегратор и суммирующий усилитель, причем выходы датчика угла тангажа и датчика угловой скорости соединены соответственно со вторым и третьим входами
суммирующего усилителя, выход которого является выходом устройства, дополнительно введены датчик скоростного напора, последовательно соединенные датчик скорости полета, блок деления, первый блок умножения и управляемый переключатель, последовательно соединенные задатчик опорного сигнала, элемент вычитания и аналого-позиционный релейный элемент, датчик перегрузки, подключенный через формирователь модульной функции сигнала ко второму входу элемента вычитания, при этом выходы задатчика сигнала управления и аналого-позиционного релейного элемента соединены соответственно со вторым и третьим входами управляемого переключателя, выход которого соединен со входом интегратора, выход датчика скоростного напора соединен со вторым входом блока деления, второй выход задатчика опорного сигнала соединен с первым входом второго блока умножения, второй вход которого подключен к выходу системы управления летательным аппаратом по величине текущего значения массы, а выход соединен со вторым входом первого блока умножения.
Отличием предлагаемого устройства управления продольным движением летательного аппарата от известного, является наличие следующих существенных отличительных признаков - дополнительно введены датчик скоростного напора, последовательно соединенные датчик скорости полета, блок деления, первый блок умножения и управляемый переключатель, последовательно соединенные задатчик опорного сигнала, элемент вычитания и аналого-позиционный релейный элемент, датчик перегрузки, подключенный через формирователь модульной функции сигнала ко второму входу элемента вычитания, при этом выходы задатчика сигнала управления и аналого-позиционного релейного элемента соединены соответственно со вторым и третьим входами управляемого переключателя, выход которого соединен со входом интегратора, выход датчика скоростного напора соединен со вторым входом блока деления, второй выход задатчика опорного сигнала соединен с первым входом второго блока умножения, второй вход которого подключен к выходу системы управления летательным
аппаратом по величине текущего значения массы, а выход соединен со вторым входом первого блока умножения.
Благодаря наличию данных отличительных признаков в совокупности с известными достигается следующий результат - за счет ограничения, при необходимости, перегрузки расширяются функциональные возможности управления летательным аппаратом, обеспечивается его защита от разрушения.
В результате поиска по источникам патентной и научно-технической информации, решений, содержащих аналогичные признаки, не было обнаружено. Таким образом, можно сделать заключение о том, что предложенное устройство не известно из уровня техники и, следовательно, соответствует критерию охраноспособности - «новое».
Предложенное техническое решение может найти применение в бортовых системам автоматического управления летательными аппаратами с реализацией разворотов с большими углами тангажа, что позволяет сделать вывод о соответствии критерию «промышленная применимость».
На чертеже фиг.1 представлена структурная схема устройства.
Устройство управления продольным движением летательного аппарата содержит задатчик сигнала управления 1, датчик угла тангажа 2, датчик угловой скорости 3, последовательно соединенные интегратор 4 и суммирующий усилитель 5, датчик скоростного напора 6, последовательно соединенные датчик скорости полета 7 и блок деления 8, первый блок умножения 9 и управляемый переключатель 10, последовательно соединенные задатчик опорного сигнала 11, элемент вычитания 12 и аналого-позиционный релейный элемент 13, датчик перегрузки 14, формирователь модульной функции сигнала 15, а также второй блок умножения 16, причем выходы датчика угла тангажа 2 и датчика угловой скорости 3 соединены соответственно со вторым и третьим входами суммирующего усилителя 5, выход которого является выходом устройства. Датчик перегрузки 14 подключен через формирователь модульной функции
15 ко второму входу элемента вычитания 12, выходы задатчика сигнала управления 1 и аналого-позиционного релейного элемента 13 соединены соответственно со вторым и третьим входами управляемого переключателя 10, выход которого соединен с входом интегратора 4, выход датчика скоростного напора 6 соединен со вторым входом блока деления 8, а второй выход задатчика опорного сигнала 11 соединен через второй блок умножения 16 со вторым входом первого блока умножения 9, а второй вход второго блока умножения 16 соединен с выходом системы управления летательным аппаратом по величине текущего значения массы.
Устройство управления продольным движением летательного аппарата работает следующим образом.
в
у
z
Выходной сигнал управления устройства (σ формируется по сигналам интегратора 14 - ϑ, датчика угла тангажа 2 - ϑ и датчика угловой скорости 3 - ω в виде:
,(1)
в
где σ - сигнал управления, формируемый суммирующим усилителем 5;
ϑ
К,  - передаточные числа, выставляемые в суммирующем усилителе 5;
ϑ - сигнал угла тангажа, поступающий от датчика 2;
z
z
ω -сигнал угловой скорости по тангажу, ω=, поступающий от датчика 3;
у
ϑ - сигнал управления, формируемый интегратором 4:
.\tab(2)
При этом в базовом режиме - в условиях допустимых значений перегрузки - управляемый переключатель 10 замкнут по цепи сигнала зад. от задатчика сигнала управления 1, т.е.
зад..\tab(3)
Сигнал зад. может формироваться, например, как сигнал, стабилизирующий заданную высоту маршевого полета ЛА или как сигнал, пропорциональный углу визирования на участке пикирования, в системе управления летательного аппарата.
у
удоп
у
у
удоп
В условиях функционирования предлагаемого устройства в составе системы управления летательного аппарата анализируется состояние летательного аппарата по перегрузке и при приближении значения перегрузки n к допустимому n производится изменение в законе управления (1), (2) формирования ϑ и . А именно: измеренная в датчике перегрузки 14 перегрузка n поступает на формирователь модульной функции сигнала 15, сигнал с выхода которого  поступает на элемент вычитания 12, на второй (вычитаемый) вход которого подается сигнал допустимого значения n от задатчика опорного сигнала 11. Таким образом, на выходе элемента вычитания 12 имеем сигнал:
.\tab(4)
p
Сигнал  поступает на аналого-позиционный релейный элемент 13, на выходе которого формируется релейный сигнал U:
,
p
р
*
где U0, например, U =1. По сигналу Up управляемый переключатель 10 переключает сигнал  с базового канала - от задатчика сигнала управления 1 на дополнительный канал, включающий в себя блоки 6, 7, 8, 9 и формирующий допустимый уровень сигнала управления доп, т.е.
(5)
В свою очередь, формирование сигнала доп производится следующим образом.
у
Основными соотношениями в переходных процессах при отработке управляющих воздействий на летательный аппарат являются (см., например, [2]) соотношения для перегрузки n и угла атаки α:
,\tab(6a)
(6б)
где:  - коэффициент подъемной силы летательного аппарата;
V - скорость полета летательного аппарата;
g - ускорение свободного падения.
Из уравнения (6б):
(7)
где .
Таким образом, с точностью до динамической составляющей
<img he="6" wi="34" file="00000020.tif" img-content="undefined" img-format="tif" />.\tab(8)
Поскольку продольный канал летательного аппарата отрабатывает , то, зная , можно оценить доп.:
.\tab(9)
Так как
<img he="10" wi="28" file="00000024.tif" img-content="undefined" img-format="tif" />,\tab(10)
(см., например, [3, стр.30]),
где:  - коэффициент подъемной силы;
q - скоростной напор;
S - площадь крыльев;
m - масcа летательного аппарата, то (9) с учетом (10) может быть записано:
,\tab(11)
где .
Из соотношения (11) формируется сигнал доп.. Числитель  выставлен в задатчике опорных сигналов 11 и поступает на первый
вход второго блока умножения 16, на второй вход которого из системы управления летательного аппарата поступает сигнал m, соответствующий текущему значению массы ЛА. Выходной сигнал блока умножения 16 поступает на второй вход первого блока умножения 9.
Сигнал скорости полета V с датчика 7 делится на сигнал скоростного напора q с датчика 6 в блоке деления 8. Результирующий сигнал поступает на второй вход первого блока умножения 9, на выходе которого имеем сигнал доп в соответствии с (11).
Таким образом, предложенное устройство управления продольным движением летательного аппарата позволяет расширить функциональные возможности управления летательным аппаратом за счет ограничения, при необходимости, перегрузки.
Все блоки устройства управления являются общеизвестными и могут быть реализованы на элементах автоматики и вычислительной техники, например, по [4].
Источники информации:
1. И.А.Михалев и др. «Системы автоматического управления самолетом» Москва, Машиностроение, 1987, с.30, 194.
2. А.У.Ялышев, О.И.Разоренов. Многофункциональные аналоговые регулирующие устройства автоматики. M.: Машиностроение, 1981, с. 103.