СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ПЕРЕСТАНОВКОЙ ПОДВИЖНОГО СТАБИЛИЗАТОРА НА ЛЕТАТЕЛЬНОМ АППАРАТЕ
METHOD AND DEVICE TO CONTROL SHIFT OF MOVABLE STABILISER ON AIRCRAFT

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к способу и устройству для управления перестановкой подвижного стабилизатора на летательном аппарате.
Уровень техники
Из публикации US 4127248 А известен способ управления силовым приводом руля высоты и силовым приводом подвижного стабилизатора.
На гражданских летательных аппаратах, пассажирских и транспортных, равнодействующий продольный момент, т.е. результат сложения моментов, действующих относительно поперечной оси и вызывающих поворот летательного аппарата по тангажу, обычно компенсируют перестановкой подвижного стабилизатора, в этой связи называемого также переставным стабилизатором. С этой целью подвижный стабилизатор выполняют и устанавливают с возможностью изменения угла его установки в полете в определенном диапазоне углов вне зависимости от руля высоты.
При непрерывной автоматической балансировке летательного аппарата в полете парирование продольных моментов осуществляется совместным отклонением руля высоты и перестановкой подвижного стабилизатора. В этом случае отклонение руля высоты, обычно совершаемое исполнительным устройством в виде рулевого привода с высокой скоростью, опережает перестановку подвижного стабилизатора, которая осуществляется силовым приводом с винтовым механизмом с меньшей скоростью. Скорость изменения углового положения обычно составляет примерно от 35 до 40°/с для руля высоты и примерно от 0,5 до 2,0°/с для подвижного стабилизатора. При воздействии возмущения, нарушающего равновесие продольных моментов, или при поступлении команды на изменение траектории полета по высоте задачу создания необходимых дополнительных аэродинамических сил вначале берет на себя быстродействующий руль высоты. Более медленный стабилизатор поворачивается вслед за рулем высоты в ту же сторону, и чем дальше подвижный стабилизатор поворачивается вслед за рулем высоты, тем в большей мере роль в создании дополнительных аэродинамических сил, потребных для выполнения эволюции или поддержания балансировки, переходит от руля высоты к подвижному стабилизатору. По достижении требуемой результирующей аэродинамической силы руль высоты останавливается и начинает движение в обратном направлении навстречу движущемуся за ним подвижному стабилизатору. При этом вклад руля высоты в создание аэродинамической силы еще более уменьшается, а вклад подвижного стабилизатора - по-прежнему увеличивается.
В этом случае движением этих двух управляющих поверхностей управляют таким образом, чтобы обеспечить их поворот навстречу друг другу до тех пор, пока их хорды (средние линии профиля) не установятся по прямой линии. При этом руль высоты возвращается в положение 0° (относительно подвижного стабилизатора), и теперь дополнительная аэродинамическая сила создается в основном подвижным стабилизатором. Положение же подвижного стабилизатора теперь иное, чем прежде.
Попадание летательного аппарата в зоны малой турбулентности или воздействие на него порывов ветра компенсируются функцией автоматической балансировки. Соответственно, руль высоты и подвижный стабилизатор все время находятся в движении, поворачиваясь в разные стороны на малые углы. Аналогичным образом, такие малые изменения угловых положений используются для небольших изменений траектории полета или даже для больших изменений, если таковые осуществляются достаточно медленно. Такие постоянные движения в обе стороны приводят к повышенному износу в одном определенном месте исполнительного устройства перестановки стабилизатора, как правило, на ходовом винте, а также к износу других подвижных деталей.
Соответственно этапу полета, регулирование абсолютного положения подвижного стабилизатора в основном зависит от положения центра масс летательного аппарата или его центровки (зависящего от загрузки, выработки топлива), текущего положения закрылков (выпускаемых для увеличения подъемной силы во время взлета и посадки) и момента тяги двигателей (плечо положения двигателя, умноженное на тягу). В крейсерском полете, обычно являющемся наиболее продолжительным этапом полета, силовой привод перестановки подвижного стабилизатора в течение долгого времени перемещается в сравнительно узком диапазоне положений. Поскольку этот диапазон находится на ходовом винте в одном и том же месте при выполнении большинства полетных заданий, в этом месте следует ожидать повышенного износа.
Раскрытие изобретения
В основу изобретения положена задача разработки способа и регулирующего устройства для управления перестановкой подвижного стабилизатора, способных гибко адаптироваться к требованиям, выдвигаемым условиями полета и/или другими системами летательного аппарата. Кроме того, задачей изобретения является разработка способа и регулирующего устройства для управления перестановкой подвижного стабилизатора, которые позволили бы свести к минимуму износ силового привода подвижного стабилизатора.
Эта задача решается признаками независимых пунктов формулы изобретения. Частные и предпочтительные варианты осуществления изобретения раскрыты в соответствующих зависимых пунктах.
Под "перестановкой подвижного стабилизатора" в контексте изобретения понимаются перемещения подвижного стабилизатора, осуществляемые в равной мере как для парирования возмущений, нарушающих равновесие продольных моментов, так и для изменения траектории полета по высоте.
Под углом установки подвижного стабилизатора или углом установки руля высоты следует понимать в общем смысле их угловое положение относительно общей линии отсчета, например продольной оси летательного аппарата, или плоскости отсчета.
Преимущество предлагаемых в изобретении способа и устройства заключается в уменьшении общего числа шагов перемещения, предпринимаемого для данной последовательности перемещений, а значит, в уменьшении износа по сравнению с управлением перестановкой подвижного стабилизатора обычными методами.
Одним объектом изобретения является способ управления силовым приводом руля и силовым приводом подвижного стабилизатора, характеризующийся тем, что:
- вырабатывают сигнал отклонения руля высоты для приведения в действие силового привода руля высоты,
- вычисляют сигнал перестановки подвижного стабилизатора для приведения в действие силового привода подвижного стабилизатора таким образом, чтобы положение подвижного стабилизатора следовало вычисленному входному сигналу отклонения руля высоты,
- в зависимости от управляющих состояний руля высоты и/или подвижного стабилизатора или параметров режима полета управляющее состояние силового привода подвижного стабилизатора сохраняют неизменным, либо силовой привод подвижного стабилизатора приводят в действие посредством сигнала перестановки подвижного стабилизатора, выдаваемого в качестве команды на изменение управляющего состояния подвижного стабилизатора,
- при приведении в действие силового привода руля высоты посредством сигнала отклонения руля высоты, подаваемого в качестве команды на изменение управляющего состояния руля высоты, и при наличии расхождения между вычисленным, или расчетным, сигналом перестановки подвижного стабилизатора и выданным в качестве команды сигналом перестановки подвижного стабилизатора на сигнал отклонения руля высоты воздействуют для компенсации неизменности управляющего состояния силового привода подвижного стабилизатора для достижения нейтральной аэродинамической эффективности.
В одном варианте осуществления изобретения управляющее состояние силового привода подвижного стабилизатора сохраняют неизменным или силовой привод подвижного стабилизатора приводят в действие посредством выдаваемого в качестве команды сигнала перестановки подвижного стабилизатора в зависимости от управляющих состояний руля высоты на основе интервала значений для выдачи в качестве команды сигнала перестановки подвижного стабилизатора, границы которого соотнесены с управляющими состояниями руля высоты. Границы интервала значений для выдачи в качестве команды сигнала перестановки подвижного стабилизатора могут задаваться в зависимости от вычисленного сигнала перестановки подвижного стабилизатора.
В другом варианте осуществления изобретения границы интервала значений для выдачи в качестве команды сигнала перестановки подвижного стабилизатора образованы первым пороговым значением и вторым пороговым значением, причем:
- в некоторый интервал времени приведение в действие силового привода подвижного стабилизатора посредством сигнала перестановки подвижного стабилизатора, выдаваемого в качестве команды на изменение управляющего состояния подвижного стабилизатора, выполняют только в случае, если абсолютная величина разности вычисленного сигнала перестановки подвижного стабилизатора и выданного в качестве команды сигнала перестановки подвижного стабилизатора, относящегося к этому интервалу времени, или фактического управляющего состояния подвижного стабилизатора превышает первое пороговое значение, и
- силовой привод подвижного стабилизатора приводят в действие посредством выдаваемого в качестве команды сигнала перестановки подвижного стабилизатора таким образом, чтобы управляющее состояние подвижного стабилизатора не изменялось, если значение, полученное на основе вычисленного сигнала перестановки подвижного стабилизатора, и/или выданный в качестве команды сигнал перестановки подвижного стабилизатора, относящийся к этому интервалу времени, или фактическое управляющее состояние подвижного стабилизатора находится ниже второго порогового значения.
Первое и/или второе пороговое значение может быть постоянным значением, соответствующим разности угловых положений. Кроме того, первое и/или второе пороговое значение может быть значением, полученным на основе переменных режима полета и/или управляющего состояния руля высоты, имеющего место в указанный интервал времени, и/или управляющего состояния подвижного стабилизатора.
В этих вариантах осуществления изобретения силовой привод подвижного стабилизатора можно приводить в действие посредством выдаваемого в качестве команды сигнала перестановки подвижного стабилизатора таким образом, чтобы управляющее состояние подвижного стабилизатора не изменялось, если абсолютная величина разности вычисленного сигнала перестановки подвижного стабилизатора и выданного в качестве команды сигнала перестановки подвижного стабилизатора, относящегося к указанному интервалу времени, или фактического управляющего состояния подвижного стабилизатора находится ниже второго порогового значения.
В еще одном варианте осуществления изобретения значением, сравниваемым со вторым пороговым значением, является расстояние между вычисленным управляющим положением подвижного стабилизатора и мгновенным управляющим положением подвижного стабилизатора или значение, полученное на основе этого расстояния, вследствие чего уменьшение сравниваемого параметра ниже второго порогового значения происходит, если положение подвижного стабилизатора падает ниже некоторого углового расстояния до заданного командой положения подвижного стабилизатора. В другом случае значением, сравниваемым со вторым пороговым значением, является скорость перестановки подвижного стабилизатора и/или отклонения руля высоты либо значение, полученное на основе этой скорости, вследствие чего уменьшение сравниваемого параметра ниже порогового значения происходит, если скорость перестановки подвижного стабилизатора падает ниже заранее заданной скорости.
H
H
В частности, в соответствии с предлагаемым в изобретении способом управления подвижным стабилизатором и рулем высоты летательного аппарата по сигналу перестановки подвижного стабилизатора, подвижный стабилизатор приводится в действие шагами, и при передаче более частых компонент перемещения, заложенных в сигнале перестановки подвижного стабилизатора, на руль высоты, рулем высоты отрабатывается сигнал управления с составляющей упреждающего управления (предуправления), учитывающей невыдачу сигнала перестановки подвижного стабилизатора в качестве команды. Сигнал перестановки подвижного стабилизатора может сравниваться с заданным пороговым значением и выдаваться на подвижный стабилизатор в качестве реальной команды на его перестановку только в том случае, если он превышает пороговое значение, а если он оказывается ниже заданного порогового значения, команда на отклонение руля высоты формируется с участием устройства упреждающего управления таким образом, чтобы соответствующим действием руля высоты компенсировать разность сигналов Δi offset=IHC1-IHCMD. В этом варианте осуществления изобретения, в частности на летательном аппарате с высокой скоростью отклонения руля высоты и низкой скоростью перестановки подвижного стабилизатора, также может быть предусмотрено формирование сигнала отклонения руля высоты для приведения в действие руля высоты и сигнала перестановки подвижного стабилизатора для приведения в действие подвижного стабилизатора, причем сигнал перестановки подвижного стабилизатора вычисляется на основе сигнала отклонения руля высоты и выдается на медленно переставляемый подвижный стабилизатор, а суммарное действие руля высоты и подвижного стабилизатора соответствует сигналу отклонения руля высоты и в течение времени перестановки, определяемого скоростью перестановки медленного подвижного стабилизатора, руль высоты и подвижный стабилизатор согласованно приводятся в конечное положение, причем вычисленный сигнал перестановки подвижного стабилизатора сравнивается с заданным пороговым значением, выдается на подвижный стабилизатор в виде реальной команды на его перестановку только в случае, если он превышает пороговое значение, а если он оказывается ниже заданного порогового значения, команда на отклонение руля высоты формируется с участием устройства упреждающего управления таким образом, чтобы соответствующим действием руля высоты компенсировать разность сигналов Δi offset=IHC1-IHCMD. Сравнение вычисленного сигнала отклонения руля высоты с пороговым значением может осуществляться, в частности, посредством заданной гистерезисной или ступенчатой функции.
В вышеупомянутых вариантах осуществления изобретения может быть предусмотрено, что в случае невыдачи сигнала перестановки подвижного стабилизатора на руль высоты выдается сигнал упреждающего управления, обеспечивающий отклонение руля высоты, которое по своему эффекту соответствует несостоявшейся перестановке подвижного стабилизатора. В этом случае сигнал упреждающего управления для руля высоты может генерироваться путем формирования разности вычисленного, или расчетного, сигнала перестановки подвижного стабилизатора и сигнала перестановки подвижного стабилизатора, действительно выданного на подвижный стабилизатор, и взвешивания этой разности количественной характеристики, представляющей отношение показателей аэродинамической эффективности для подвижного стабилизатора и руля высоты. Это отношение показателей аэродинамической эффективности может вычисляться, в частности, с учетом одного или нескольких из следующих параметров: скорость полета, абсолютное положение подвижного стабилизатора, положение закрылков в составе механизации крыла летательного аппарата, положение летательного аппарата по тангажу.
В вышеупомянутом варианте осуществления предлагаемого в изобретении способа вычисленный сигнал IHC1 перестановки подвижного стабилизатора может сравниваться с заданным пороговым значением, начиная от начального значения, соответствующего мгновенному положению подвижного стабилизатора, если это пороговое значение превышено, сравнение сигнала перестановки подвижного стабилизатора и порогового значения прекращается или отключается, и происходит перестановка подвижного стабилизатора по выдаваемому в качестве команды сигналу IHCMD перестановки подвижного стабилизатора в направлении конечного положения, соответствующего вычисленному сигналу перестановки подвижного стабилизатора, и сравнение сигнала IHC1 перестановки подвижного стабилизатора и порогового значения повторно запускается, начиная от начального значения, теперь соответствующего новому мгновенному положению подвижного стабилизатора, если это фактическое мгновенное положение подвижного стабилизатора примерно приближается к вычисленному конечному положению IHC1, по крайней мере не считая некоторый заданный размер. В этом случае сравнение сигнала IHC1 перестановки подвижного стабилизатора и порогового значения может снова запускаться, если скорость перестановки подвижного стабилизатора упала ниже заданного относительного значения, взятого от максимальной скорости перестановки.
Параметры способа могут быть заданы, в частности, таким образом, чтобы взаимное положение руля высоты и подвижного стабилизатора создавало искривление общего профиля подвижного стабилизатора и руля высоты, вызывая направленную вверх/вниз аэродинамическую силу согласно знаку подаваемого сигнала отклонения руля высоты.
Еще одним объектом изобретения является устройство для приведения в действие подвижного стабилизатора на летательном аппарате или регулирующее устройство для управления силовым приводом руля высоты и силовым приводом подвижного стабилизатора на основе переменной управления рулем высоты для осуществления предлагаемого в изобретении способа. Это устройство функционально выполнено таким образом, что оно приводит в действие подвижный стабилизатор по сигналу IHC1 перестановки подвижного стабилизатора шагами, и при передаче более частых компонент перемещения, заложенных в сигнале перестановки подвижного стабилизатора, на руль высоты, обеспечивает отработку рулем высоты сигнала управления с составляющей упреждающего управления, учитывающей невыдачу сигнала перестановки подвижного стабилизатора в качестве команды. Кроме того, в устройстве реализованы функциональные модули для осуществления предлагаемого в изобретении способа в его разных вариантах.
Предлагаемые в изобретении способ и устройство для управления перестановкой подвижного стабилизатора могут применяться независимо от типа используемых силовых приводов.
Краткое описание чертежей
Варианты осуществления предлагаемых в изобретении способа и устройства управления перестановкой подвижного стабилизатора рассмотрены ниже со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых показано:
на фиг.1 - структурная схема, иллюстрирующая способ управления перестановкой подвижного стабилизатора на летательном аппарате в одном варианте осуществления изобретения,
на фиг.2 - принципиальная схема устройства для управления перестановкой подвижного стабилизатора в одном варианте осуществления изобретения,
на фиг.3 - увеличенный вид компонента показанного на фиг.2 устройства, который предназначен для вычисления отношения показателей аэродинамической эффективности подвижного стабилизатора и руля высоты в одном варианте осуществления изобретения,
на фиг.4 - схематический ступенчатый график, показывающий формирование ступенчатого сигнала перестановки подвижного стабилизатора, используемого для приведения в действие подвижного стабилизатора, в зависимости от выходного сигнала перестановки подвижного стабилизатора в особом варианте осуществления изобретения, причем для иллюстрации принципа работы изобретения показана опорная линия со ступенчатой функцией, имеющей меньшие ступени, формируемые механическим гистерезисом при управлении перестановкой подвижного стабилизатора обычным способом,
на фиг.5 - графики, представляющие набор сигналов, возникающих в разных местах предлагаемого в изобретении устройства для управления перестановкой подвижного стабилизатора, показанного на фиг.2,
на фиг.6-8 и 9-11 - по три набора графиков, иллюстрирующих изменение во времени положений подвижного стабилизатора и усилий на нем во время перестановки подвижного стабилизатора с гистерезисом 0,54° согласно первому варианту осуществления изобретения или с гистерезисом 0,9° согласно второму варианту осуществления изобретения, и в каждом случае приведенных в качестве примера реального полета на этапах взлета, всего полета/крейсерского полета и посадки.
Осуществление изобретения
На фиг.1 в виде структурной схемы представлен вариант осуществления предлагаемого в изобретении способа управления перестановкой подвижного стабилизатора. Позицией 10 обозначен вход для сигнала DQC1 отклонения руля высоты, подаваемого извне для приведения к равновесию совокупности действующих на летательный аппарат продольных моментов путем непрерывной автоматической балансировки (автобалансировки) летательного аппарата или для изменения траектории полета по высоте по команде летчика или автопилота. Этот сигнал DQC1 отклонения руля высоты подается, во-первых, непосредственно на руль 12 высоты, точнее - на исполнительное устройство управления рулем высоты, т.е. силовой привод последнего, а во-вторых, сигнал DQC1 отклонения руля высоты подается в модуль 21, в котором осуществляется вычисление сигнала перестановки подвижного стабилизатора. Выходной сигнал IHC1, вырабатываемый модулем 21 вычисления сигнала перестановки подвижного стабилизатора, подается в модуль 22, вырабатывающий в качестве выходного сигнала сигнал IHCMD перестановки подвижного стабилизатора, подаваемый в качестве команды на подвижный стабилизатор 23, а точнее - на его исполнительное устройство управления им, т.е. его силовой привод.
В этой связи под подвижным стабилизатором 23 понимается основная аэродинамическая поверхность горизонтального оперения или ее часть, а под рулем 12 высоты понимается навешенный на эту аэродинамическую поверхность отклоняемый щиток. В таком типовом исполнении подвижный стабилизатор выступает в обе стороны от продольной оси летательного аппарата. В частном случае половины подвижного стабилизатора, выступающие в обе стороны продольной оси летательного аппарата, могут быть жестко связаны друг с другом.
Приводы для отклонения руля высоты и перестановки подвижного стабилизатора и/или система управления ими могут быть выполнены, в частности, таким образом, чтобы скорость отклонения руля 12 высоты, обычно составляющая примерно от 35 до 40°/с, была значительно выше скорости перестановки подвижного стабилизатора 23, которая составляет, например, от 0,5 до 2,0°/с, т.е. чтобы отклонение руля 12 высоты опережало изменение угла установки подвижного стабилизатора 23. При воздействии возмущения, нарушающего равновесие продольных моментов, или при поступлении команды на изменение траектории полета по высоте потребные дополнительные аэродинамические силы могут сначала создаваться быстродействующим рулем 12 высоты, более же медленный подвижный стабилизатор 23 при этом поворачивается с собственной скоростью вслед за рулем 12 высоты в том же направлении. В этом случае главная роль в создании дополнительных аэродинамических сил, необходимых для выполнения эволюции, переходит от руля 12 высоты к подвижному стабилизатору 23, причем в тем большей степени, чем дальше подвижный стабилизатор 23 повернулся за рулем 12 высоты, и одновременно в результате изменения равновесного положения летательного аппарата в требуемом направлении значение поступающего извне сигнала DQC1 отклонения руля высоты уменьшается. По достижении на руле 12 высоты и подвижном стабилизаторе 23 потребной суммарной аэродинамической силы руль 12 высоты останавливается и начинает движение в обратном направлении навстречу подвижному стабилизатору, движущемуся вслед за ним с меньшей скоростью.
В предлагаемом в изобретении регулирующем устройстве для управления силовым приводом руля 12 высоты и силовым приводом подвижного стабилизатора 23 используется переменная управления рулем высоты, которая изменяется на определенных этапах процесса управления, поэтому переменная управления рулем высоты, используемая на первом этапе, обозначена как первая переменная управления рулем высоты. Сигнал DQC1 отклонения руля высоты подается в регулирующее устройство через его сигнальный вход 10 в канале управления рулем высоты или же формируется в самом регулирующем устройстве. Если летательный аппарат, в котором используется предлагаемое в изобретении устройство, оснащен автопилотом, сигнал DQC1 отклонения руля высоты может представлять собой сигнал управления, вырабатываемый автопилотом, взаимосвязанный с сигналами управления другими управляющими поверхностями летательного аппарата и средствами механизации его крыла и формируемый на основе входных сигналов от датчиков, таких как датчики воздушных сигналов, инерциальные датчики или датчики положения аэродинамических органов управления и элементов механизации. Регулирующее устройство включает в себя:
- модуль 21 вычисления сигналов перестановки подвижного стабилизатора, обладающий функцией вычисления сигнала IHC1 перестановки подвижного стабилизатора для приведения в действие силового привода подвижного стабилизатора таким образом, чтобы положение подвижного стабилизатора 23 изменялось по положению руля 12 высоты;
- модуль 22 выдачи сигналов перестановки подвижного стабилизатора в качестве команд управления последним, связанный с модулем 21 вычисления сигналов перестановки подвижного стабилизатора с возможностью передачи в него вычисляемых сигналов IHC1 перестановки подвижного стабилизатора и с силовым приводом подвижного стабилизатора 23 и обладающий функцией, которая в зависимости от вычисляемых управляющих состояний руля 12 высоты и/или подвижного стабилизатора 23 или параметров режима полета управляет силовым приводом подвижного стабилизатора 23, сохраняя его управляющее состояние неизменным или приводя его в действие посредством сигнала IHCMD перестановки подвижного стабилизатора, выдаваемого в качестве команды на изменение управляющего состояния подвижного стабилизатора 23,
- модуль V упреждающего управления (т.н. предуправления) рулем высоты, связанный с модулем 22 выдачи сигналов перестановки подвижного стабилизатора, содержащий модуль 30 определения переменной упреждающего управления для выработки переменной упреждающего управления рулем высоты и модуль 11 коррекции для воздействия на первую переменную управления рулем высоты посредством переменной упреждающего управления рулем высоты с формированием команды DQCMD отклонения руля высоты для приведения в действие силового привода руля высоты.
Модуль 22 выдачи сигналов перестановки подвижного стабилизатора обладает функцией 32 формирования расхождения между сигналом IHC1 перестановки подвижного стабилизатора, вычисленным модулем 21 вычисления сигналов перестановки подвижного стабилизатора, и сигналом IHCMD перестановки подвижного стабилизатора, выданным в качестве команды на приведение в действие силового привода подвижного стабилизатора. Модуль 30 определения переменной упреждающего управления выполнен с возможностью приема значений этого расхождения и определения на их основе переменной DDQ упреждающего управления рулем высоты.
В соответствии с изобретением сигнал IHC1 перестановки подвижного стабилизатора для управления силовым приводом подвижного стабилизатора вычисляют в модуле 21 на основе сигнала отклонения руля высоты для приведения в действие силового привода руля высоты таким образом, чтобы управляющее состояние подвижного стабилизатора 23 изменялось по положению руля 12 высоты, и в зависимости от управляющих состояний руля 12 высоты и/или подвижного стабилизатора и/или параметров режима полета и/или значений сигналов, посылаемых другой системой летательного аппарата, такой как система управления летательным аппаратом, управляющее состояние силового привода подвижного стабилизатора или управляющее воздействие на силовой привод подвижного стабилизатора посредством сигнала IHCMD перестановки подвижного стабилизатора, выдаваемого в качестве команды для изменения положения подвижного стабилизатора 23, сохраняют неизменным. Положение подвижного стабилизатора 23 можно сохранять неизменным путем передачи из модуля 22 на силовой привод подвижного стабилизатора 23 постоянного сигнала управления.
В результате отсутствия соответствующего перемещения подвижного стабилизатора 23 в соответствии с изобретением на сигнал отклонения руля высоты оказывают воздействие для компенсации неизменности управляющего состояния силового привода подвижного стабилизатора, обеспечивая таким образом коррекцию сигнала отклонения руля высоты, используемого при приведении в действие силового привода руля высоты для изменения управляющего состояния руля 12 высоты, в случае расхождения между вычисленным сигналом IHC1 перестановки подвижного стабилизатора и выданным в качестве команды сигналом IHCMD перестановки подвижного стабилизатора.
Решение о сохранении управляющего состояния силового привода подвижного стабилизатора без изменений или приведении в действие силового привода подвижного стабилизатора посредством сигнала перестановки подвижного стабилизатора в зависимости от управляющих состояний руля высоты и/или подвижного стабилизатора или параметров режима полета может приниматься, в частности, на основе заранее заданного (т.е. зафиксированного) или определяемого (т.е. переменного) интервала значений для выдачи в качестве команды сигнала перестановки подвижного стабилизатора, границы которого соотнесены с управляющими состояниями руля 12 высоты. Например, может быть предусмотрена возможность невыдачи команды на перестановку подвижного стабилизатора 23 или на его следование за рулем высоты в различных областях положений руля 12 высоты. Эти области положений могут заранее определяться другими системами летательного аппарата, например, на критических этапах полета, для оказания влияния на летные характеристики или для уменьшения сопротивления летательного аппарата. Вместе с тем, фаза невыдачи модулем 22 команд на перемещение подвижного стабилизатора 23 может вводиться, в частности, другими системами летательного аппарата с началом указанных ситуаций путем передачи модулю 22 соответствующего параметра.
В качестве дополнения или альтернативы может быть предусмотрена возможность установки границ интервала значений для выдачи в качестве команды сигнала IHCMD перестановки подвижного стабилизатора в зависимости от вычисленного сигнала IHC1 перестановки подвижного стабилизатора.
В качестве дополнения или альтернативы границы интервала значений для выдачи в качестве команды сигнала IHCMD перестановки подвижного стабилизатора могут быть образованы первым пороговым значением и вторым пороговым значением, причем:
- в некоторый интервал времени приведение в действие силового привода подвижного стабилизатора посредством сигнала IHCMD перестановки подвижного стабилизатора, выдаваемого в качестве команды на изменение управляющего состояния подвижного стабилизатора 23, выполняют только в случае, если абсолютная величина разности вычисленного сигнала IHC1 перестановки подвижного стабилизатора и выданного в качестве команды сигнала IHCMD перестановки подвижного стабилизатора, относящегося к этому интервалу времени, или фактического управляющего состояния подвижного стабилизатора 23 превышает первое пороговое значение, и
- силовой привод подвижного стабилизатора приводят в действие посредством выдаваемого в качестве команды сигнала IHCMD перестановки подвижного стабилизатора таким образом, чтобы управляющее состояние подвижного стабилизатора 23 не изменялось, если значение, полученное на основе вычисленного сигнала IHC1 перестановки подвижного стабилизатора, т.е. выведенное из него, и/или выданный в качестве команды сигнал IHCMD перестановки подвижного стабилизатора, относящийся к этому интервалу времени, или фактическое управляющее состояние подвижного стабилизатора 23 находится ниже второго порогового значения.
Первое пороговое значение может быть постоянным значением, которое задается заранее или которое задается или определяется как максимально допустимое расхождение. Максимально допустимое расхождение может определяться, в частности, на основе расхождения между заданным командой или фактическим, т.е. определенным, абсолютным управляющим состоянием руля 12 высоты и заданным командой или фактическим, т.е. определенным, абсолютным управляющим состоянием половин подвижного стабилизатора 23. При этом абсолютное управляющее состояние определяется относительно общей для подвижного стабилизатора и руля высоты линии отсчета, например продольной оси летательного аппарата.
Первое пороговое значение также может быть значением, полученным на основе переменных режима полета и/или управляющего состояния руля высоты, имеющего место в вышеупомянутый интервал времени, и/или управляющего состояния подвижного стабилизатора или некоторого значения времени, в результате чего сравнение происходит таким образом, что превышение порогового значения происходит в случае, если переменная режима полета и/или управляющее состояние руля высоты, имеющее место в вышеупомянутый интервал времени, и/или управляющее состояние подвижного стабилизатора, или значение времени, или функция этих значений превышает заданное значение.
Под "управляющим состоянием" в этой связи понимается управляющее положение, скорость изменения этого положения (т.е. скорость перестановки стабилизатора или отклонения руля высоты) или ускорение при изменении управляющего положения, либо комбинация этих составляющих.
В качестве дополнения или альтернативы управление силовым приводом руля высоты по выдаваемому в качестве команды сигналу IHCMD перестановки подвижного стабилизатора может осуществляться таким образом, чтобы управляющее состояние подвижного стабилизатора 23 не изменялось или перестало изменяться, если абсолютная величина разности вычисленного сигнала IHC1 перестановки подвижного стабилизатора и выданного в качестве команды сигнала IHCMD перестановки подвижного стабилизатора, относящегося к этому интервалу времени, или фактического управляющего состояния подвижного стабилизатора 23 находится ниже второго порогового значения.
В одном варианте осуществления изобретения значением, с которым сравнивается второе пороговое значение, является расстояние между управляющим положением подвижного стабилизатора 23 и мгновенным (текущим) управляющим положением руля 12 высоты или значение, полученное на основе этого расстояния, вследствие чего уменьшение сравниваемого параметра ниже второго порогового значения происходит, если положение подвижного стабилизатора 23 уменьшается ниже углового расстояния до руля 12 высоты.
Использование при сравнении с первым и вторым пороговым значением абсолютной величины разности, взятой относительно опорных (эталонных) значений, приводит к достижению эффекта гистерезиса для перемещения подвижного стабилизатора в зависимости от команды на перестановку подвижного стабилизатора, что в упрощенном представлении показано на фиг.4.
В качестве дополнения или альтернативы значением, сравниваемым со вторым пороговым значением, может быть скорость перестановки подвижного стабилизатора 23 или значение, полученное на основе этой скорости, вследствие чего уменьшение сравниваемого параметра ниже порогового значения происходит, если скорость перестановки подвижного стабилизатора 23 падает ниже заранее заданной скорости перемещения.
В одном варианте осуществления изобретения выходной сигнал IHC1 модуля 21 вычисления сигналов перестановки подвижного стабилизатора подается на подвижный стабилизатор 23 или его силовой привод через модуль 22 выдачи сигналов перестановки подвижной стабилизатора в результате выполняемой в нем обработки сигналов путем сравнения с пороговым значением. Таким образом, сначала в модуле 22 с помощью модельной функции задается исходное состояние с первым пороговым значением, и при достижении или превышении этого порогового значения сигнал IHC1 перестановки подвижного стабилизатора, вычисленный в модуле 21 вычисления сигналов перестановки подвижного стабилизатора, выдается модулем 22 на подвижный стабилизатор 23, или его силовой привод, в виде сигнала IHCMD, представляющего собой команду на перестановку подвижного стабилизатора.
Если при выполнении в модуле 22 сравнения вычисленный сигнал IHC1 перестановки подвижного стабилизатора не превышает первого порогового значения, вычисленный сигнал IHC1 перестановки подвижного стабилизатора на подвижный стабилизатор 23 не выдается. С другой стороны, в модуле 22 с помощью модельной функции и второго порогового значения устанавливается состояние блокировки, и при достижении или превышении этого порогового значения сигнал IHC1 перестановки подвижного стабилизатора, вычисленный в модуле 21, не выдается в виде сигнале IHCMD на подвижный стабилизатор 23 или его силовой привод в качестве команды на перестановку подвижного стабилизатора.
Вместе с тем, вычисленный в модуле 21 сигнал IHC1 перестановки подвижного стабилизатора, который в случае непревышения первого порогового значения не выдается в качестве команды на подвижный стабилизатор 23, учитывается при приведении в действие руля 12 высоты посредством соответственно формируемого сигнала упреждающего управления. В этом случае воздействие на сигнал отклонения руля высоты для компенсации неизменности управляющего состояния силового привода подвижного стабилизатора осуществляют посредством вышеупомянутого расхождения, причем это расхождение умножают на коэффициент, определяемый на основе показателей аэродинамической эффективности руля 12 высоты и подвижного стабилизатора 23. В частности, отношение показателей аэродинамической эффективности руля 12 высоты и подвижного стабилизатора 23 определяют с учетом показателей аэродинамической эффективности таким образом, чтобы эти показатели могли быть заданы как постоянные значения. При этом по меньшей мере один из показателей аэродинамической эффективности можно рассчитывать с учетом одного или нескольких из числа следующих параметров: скорость полета, управляющее состояние подвижного стабилизатора 23 и/или управляющее состояние руля высоты 12, положение закрылка в составе механизации крыла летательного аппарата и/или положение летательного аппарата по углу тангажа.
H
В другом варианте осуществления изобретения разность Δi offset может формироваться в модуле 32 на основе сигнала IHC1 перестановки подвижного стабилизатора, вычисленного в модуле 22, и сигнала IHCMD перестановки подвижного стабилизатора, действительно выданного модулем 22 ступенчатой функции/гистерезиса в качестве команды на подвижный стабилизатор 23. Это разность соответствует отклонению руля высоты, которое по своему эффекту равно пропускаемому ввиду отсутствия команды отклонения подвижного стабилизатора, в результате чего невыдача команды на перестановку подвижного стабилизатора 23, т.е. отсутствие управляющего воздействия на соответствующий силовой привод, компенсируется устройством формирования сигнала упреждающего управления. Сигнал упреждающего управления, вырабатываемый устройством формирования сигнала упреждающего управления, суммируется в модуле 11 с сигналом 10 отклонения руля высоты, а выход суммирующего звена 11 функционально связан с рулем 12 высоты или его силовым приводом с возможностью подачи полученного в результате сложения суммарного сигнала непосредственно на руль 12 высоты в качестве команды на его отклонение.
Выход модуля 21 функционально связан с модулем 22 и модулем 32 формирования разности. Модуль 22 функционально связан с подвижным стабилизатором, т.е. силовым приводом подвижного стабилизатора 23, с возможностью передачи выходного сигнала IHCMD модуля 22 в модуль 23, т.е. на силовой привод подвижного стабилизатора 23.
H
Если же сигнал IHC1 перестановки подвижного стабилизатора, вычисленный в модуле 21, превышает заданное первое пороговое значение, в результате чего после сравнения в модуле 21 окончательный сигнал IHCMD перестановки подвижного стабилизатора выдается на подвижный стабилизатор 23 в качестве команды на его перестановку, это учитывается за счет того, что в модуле 32 формирования разности уменьшается разность Δi offset между сигналом IHC1 перестановки подвижного стабилизатора, вычисленным в модуле 21, и сигналом IHCMD перестановки подвижного стабилизатора, действительно выданным в качестве команды на подвижный стабилизатор 23 модулем 22 ступенчатой функции/гистерезиса. Это означает, что сигнал упреждающего управления, подаваемый к рулю 12 высоты, уменьшается в той мере, в которой подвижный стабилизатор 23 действительно приводится в действие.
Предлагаемый в изобретении способ управления предусматривает использование контура V упреждающего управления (предуправления) рулем высоты, образованного модулем 30 определения переменной упреждающего управления и суммирующим звеном 11. Модуль 30 определения переменной упреждающего управления может быть образован, в частности, модулем 31, формирующим количественную характеристику отношения показателей аэродинамической эффективности для подвижного стабилизатора 23 и руля высоты 12, модулем 32 формирования разности, множительным модулем 33 и, при необходимости, ограничивающим модулем 34. Модуль 30 определения переменной упреждающего управления определяет сигнал DDQ упреждающего управления, подаваемый на суммирующее звено 11. В суммирующем звене 11 сигнал DDQ упреждающего управления складывается с сигналом DQC1 отклонения руля высоты, и результат этого сложения подается в виде сигнала DQCMD на руль 12 высоты или силовой привод руля 12 высоты.
H
В множительном модуле 33 разность Δi offset, выдаваемая модулем 32 формирования разности, умножается или взвешивается с использованием определенной в модуле 31 количественной характеристики, представляющей отношение показателей аэродинамической эффективности для подвижного стабилизатора и руля высоты. Таким образом учитывается различие этих показателей аэродинамической эффективности двух вышеупомянутых управляющих поверхностей, т.е. аэродинамических органов управления, летательного аппарата, в результате чего расхождение, или несоответствие, между сигналом IHCMD перестановки подвижного стабилизатора, действительно выдаваемым в качестве команды на подвижный стабилизатор 23, и сигналом IHC1 перестановки подвижного стабилизатора, вычисленным в модуле 21, полученное в результате применения реализованной в модуле 22 ступенчатой функции или гистерезиса, преобразуется в адекватное изменение положение руля 12 высоты. Поскольку показатели аэродинамической эффективности двух управляющих поверхностей 12, 23 являются переменными в диапазоне рабочих положений этих поверхностей, при вычислении отношения показателей аэродинамической эффективности в модуле 31 можно учитывать параметры, оказывающие существенное влияние на указанное отношение. Этими параметрами являются, в частности, скорость (число Маха) летательного аппарата, абсолютное положение самого подвижного стабилизатора, положение закрылков в составе механизации крыла летательного аппарата и положение летательного аппарата по тангажу. Сигнал, взвешенный в модуле 33 по отношению показателей аэродинамической эффективности, т.е. умноженный на соответствующий весовой коэффициент, подвергается в модуле 34 нормализации и ограничению и подается в виде сигнала DDQ на суммирующее звено 11, которое путем сложения объединяет взвешенный сигнал с сигналом отклонения руля высоты 10.
H
H
H
На фиг.4 приведен график, показывающий зависимость сигнала i (значения по оси ординат "i"), действительно выдаваемого модулем 22 ступенчатой функции и гистерезиса в качестве команды на подвижный стабилизатор 23, от вычисляемого модулем 21 сигнала i перестановки подвижного стабилизатора (значения по оси "iH command"), имеющую вид ступенчатой функции с большими ступенями для особого случая, в котором первое пороговое значение является постоянным расстоянием, отсчитываемым от управляющего положения подвижного стабилизатора 23, а второе пороговое значение, рассматриваемое в абсолютном смысле, является постоянным угловым расстоянием между подвижным стабилизатором 23 и рулем 12 высоты, и с этими пороговыми значениями сравниваются соответствующие значения. Под угловым расстоянием между рулем высоты и подвижным стабилизатором понимается разность абсолютных угловых положений руля высоты и подвижного стабилизатора, при этом указанное угловое расстояние равно нулю, если подвижный стабилизатор 23 и руль 12 высоты занимают одинаковое угловое положение относительно некоторой координатной плоскости и расположены по линии, глядя в поперечном сечении. По сравнению с этим случаем, перемещения подвижного стабилизатора 23, совершаемые по вычисляемым в модуле 21 сигналам перестановки подвижного стабилизатора, представлены ступенчатой функцией с малыми ступенями, получаемой в результате механического гистерезиса при подаче вычисляемого сигнала напрямую на подвижный стабилизатор.
В рассматриваемом варианте осуществления изобретения вычисляемый в модуле 21 сигнал IHC1 перестановки подвижного стабилизатора, начиная от начального значения, соответствующего мгновенному положению подвижного стабилизатора или его мгновенному управляющему состоянию, сравнивается с соответственно заданным пороговым значением. Если соответствующее пороговое значение превышено, сравнение сигнала перестановки подвижного стабилизатора и порогового значения прекращается, или отключается, и происходит перестановка подвижного стабилизатора 23 по выдаваемому модулем 22 в качестве команды сигналу IHCMD перестановки подвижного стабилизатора в направлении конечного положения, соответствующего вычисленному сигналу перестановки подвижного стабилизатора, т.е. в этой фазе подвижный стабилизатор 23 получает команду на перестановку в виде выдаваемого сигнала IHCMD перестановки подвижного стабилизатора.
Сравнение сигнала перестановки подвижного стабилизатора и порогового значения возобновляется, или повторно запускается, начиная от начального значения, теперь соответствующего новому мгновенному положению подвижного стабилизатора или его новому мгновенному управляющему состоянию, если это фактическое мгновенное положение подвижного стабилизатора находится близко к вычисленному конечному положению IHC1, по крайней мере не считая некоторый заданный размер. Это может происходить, например, в зависимости от того, упала ли скорость перестановки подвижного стабилизатора 23 ниже заданного относительного значения, например, 20% от максимальной скорости перестановки. Поскольку скорость перемещения подвижного стабилизатора 23 уменьшается по мере приближения мгновенного положения подвижного стабилизатора к вычисленному конечному положению, отношение фактической скорости перестановки к максимальной можно использовать в качестве индикатора приближения к установленному конечному положение, начиная от которого снова включается функция гистерезиса, или сравнения с пороговым значением.
Как показано на фиг.4, следствием применения в модуле 22 ступенчатой и гистерезисной функции является то, что новое положение подвижного стабилизатора целенаправленно задается большими шагами, например от 0,5° до 1,0°, чем это позволяет обычная для настоящего времени точность регулирования, например, примерно от 0,06° до 0,18°. Следовательно, подвижный стабилизатор 23 начинает следовать за рулем 12 высоты не сразу, а лишь после достижения соответственно заданного порогового значения.
Для иллюстрации на фиг.4 показан узкоспециализированный вариант применения изобретения, в котором руль 12 высоты перемещается с постоянным шагом 0,54°, а подвижный стабилизатор изменяет положение, следуя за рулем высоты, на основе первого и второго пороговых значений, до тех пор, пока руль высоты и подвижный стабилизатор не выровняются, т.е. не будут приведены к общей хорде. В рассматриваемом в качестве примера варианте осуществления изобретения, в котором изменение угла отклонения руля 12 высоты зависит от параметров режима полета, подвижный стабилизатор 23 не будет постоянно устанавливаться в одно и то же управляющее положение или принимать один и тот же угол установки при отклонениях руля высоты благодаря использованию первого и второго порогового значений. Кроме того, в результате использования первого порогового значения, что делает необходимым превышение этого значения для перемещения подвижного стабилизатора 23, выравнивание руля высоты и подвижного стабилизатор по общей хорде происходит не постоянно, а только при превышении первого порогового значения, при этом положение руля высоты демонстрирует небольшие отклонения от общей хорды. Таким образом, на руль 12 высоты возлагается задача создания корректирующих продольных моментов в том диапазоне управляющих воздействий, в котором подвижный стабилизатор 23 удерживается на месте ступенчатой и гистерезисной функцией. Интенсивность задействования подвижного стабилизатора 23 в управлении, т.е. частота его перемещений, значительно сокращается, тогда как для руля 12 высоты этот показатель остается приблизительно тем же самым. В результате уменьшения интенсивности задействования подвижного стабилизатора уменьшается износ всех компонентов, участвующих в перестановке подвижного стабилизатора, в частности локально нагруженного участка ходового винта, входящего в состав исполнительного устройства или силового привода подвижного стабилизатора 23.
При использовании обычного гистерезиса (ступенчатая передаточная функция с линейно возрастающим входным сигналом) ходовой винт винтового механизма привода подвижного стабилизатора всегда останавливается в одних и тех же положениях, т.е. в положениях, соответствующих пороговым значениям гистерезиса. В этих положениях ожидается повышенный износ. Для его предотвращения в рассматриваемом варианте осуществления изобретения после превышения первоначального порогового значения подвижному стабилизатору 23 позволяют перемещаться до тех пор, пока он не достигнет рассчитанного конечного положения. Это рассчитанное конечное положение является независимым от порогового значения гистерезиса. Таким образом, подвижный стабилизатор 23 может останавливаться между двумя пороговыми значениями. Как пояснялось выше, гистерезис включается снова только при достижении сближения между значением сигнала IHCMD и фактическим положением подвижного стабилизатора 23 и, в частности, если фактическая скорость перемещения подвижного стабилизатора окажется меньше конкретного предельного значения, например 20% максимальной скорости перестановки подвижного стабилизатора. Таким образом, несмотря на гистерезис подвижный стабилизатор может останавливаться в произвольных положениях. Повторная перестановка подвижного стабилизатора осуществляется относительно последнего положения остановки и с учетом порогового значения гистерезиса. Таким образом, в передаточной функции гистерезиса отсутствует фиксированное разделение положений, а значит, и нет типичной фиксированной ступенчатой функции гистерезиса. Показанную на фиг.4 ступенчатую функцию следует воспринимать лишь как схематическую, в том смысле, что начало изображенных ступеней не привязано к центральной линии, а каждом случае относится к соответственно последнему конечному положению.
На фиг.2 показана упрощенная принципиальная схема устройства для управления перестановкой подвижного стабилизатора, соответствующего варианту осуществления предлагаемого в изобретении способа, иллюстрируемого на фиг.1. Показанные на фиг.2 компоненты и сигналы имеют те же ссылочные обозначения, что и стадии и приемы способа, показанные на фиг.1, при условии, что они выполняют одинаковые или аналогичные функции.
Это устройство содержит устройство для вычисления сигналов перестановки подвижного стабилизатора, обозначенное в целом позицией 21, имеющее вход 10 для подачи сигнала DQC1 отклонения руля высоты. Этот сигнал DQC1 отклонения руля высоты может подаваться по линии 101 и через сумматор 11 непосредственно на руль 12 высоты. В рассматриваемом варианте осуществления изобретения устройство 21 для вычисления сигналов перестановки подвижного стабилизатора образовано входным усилителем 211, который служит для нормализации сигнала, схемой 212 ограничения и интегрирующей схемой 213. В интегрирующей схеме 213 осуществляется суммирование сигнала DQC1 отклонения руля высоты, присутствующего имеющегося на входе 10, в результате чего на выходе устройства 21 появляется непрерывный сигнал IHC1 перестановки подвижного стабилизатора с непрерывно увеличивающейся амплитудой.
Сигнал IHC1 перестановки подвижного стабилизатора, выдаваемый устройством 21, подается, с одной стороны, в схему 22 гистерезиса, а с другой стороны - в вычитающий элемент 32, второй вход которого подключен к выходу схемы 22 гистерезиса для приема от нее выходного сигнала IHCMD. Кроме того, выходной сигнал IHCMD также выдается по линии 221 в виде ступенчатого сигнала перестановки подвижного стабилизатора на подвижный стабилизатор 23, или точнее, на его исполнительное устройство или силовой привод.
H
H
H
Кроме того, предусмотрено устройство 31 для вычисления отношения показателей аэродинамической эффективности: выходной сигнал этого устройства подается в множительный элемент 33, другой вход которого подключен к выходу вычитающего элемента 32 для приема его выходного сигнала. Выходным сигналом вычитающего элемента 32 является сигнал Δi offset, роль которого уже подробно рассматривалась со ссылкой на фиг.1, и который представляет ошибку регулирования положения подвижного стабилизатора 23, т.е. отклонение заданного командой положения подвижного стабилизатора от расчетного, следующее из расхождения между ступенчатым сигналом IHCMD перестановки подвижного стабилизатора, действительно выдаваемым в качестве команды на подвижный стабилизатор 23 схемой 22 гистерезиса, и вычисленным непрерывным сигналом IHC1 перестановки подвижного стабилизатора. Эта ошибка Δi offset регулирования положения подвижного стабилизатора взвешивается посредством сигнала от устройства 31 для вычисления отношения показателей аэродинамической эффективности и ограничивается высокими пороговыми значениями в расположенном далее ограничивающем элементе 34. Полученный таким образом сигнал DDQ затем поступает в сумматор 11, где он аддитивно объединяется с сигналом DQC1 отклонения руля высоты, поданным непосредственно по линии 101. Результатом является сигнал DQCMD отклонения руля высоты, выдаваемый на руль 12 высоты в качестве команды управления им. Таким образом, эта комбинированная команда на отклонение руля высоты учитывает поступающий непосредственно с входа 10 сигнал DQC1 отклонения руля высоты, а также составляющую упреждающего управления рулем высоты, которая, в свою очередь, учитывает ошибку Δi offset регулирования положения подвижного стабилизатора 23.
На фиг.3 в подробностях показан вариант выполнения устройства 31 для вычисления отношения показателей аэродинамической эффективности. Это устройство 31 по существу содержит две таблицы (справочные таблицы) 312 и 313, в которых показатели аэродинамической эффективности подвижного стабилизатора 23 или руля 12 высоты представлены как функция параметров режима полета.
В таблице 312 отражены значения аэродинамической эффективности подвижного стабилизатора, а в таблице 313 - значения аэродинамической эффективности руля высоты. Выходные сигналы таблиц 312, 313 подаются на входы схемы 311 деления, причем выходной сигнал второй таблицы пропускается через схему 315 ограничения, в которое учитывается ограничение, накладываемое на аэродинамическую эффективность руля высоты.
H
На графиках, приведенных на фиг.5, в качестве примера приведены кривые изменения во времени сигналов DQC1, INPUT, IHC1, IHCMD, Δi offset и DQCMD, возникающих в цепи, показанной на фиг.2, и уже рассмотренных выше. Входной сигнал DQC1 в данном случае представляет собой колебательный синусоидальный сигнал s(t=22,5 sin(0,1t) - 7,5, фиг.5а), генерируемый генератором тестовых сигналов. Этот сигнал представляет, например, выходной сигнал устройства, обеспечивающего непрерывную балансировку летательного аппарата в автоматическом режиме, приводящую летательный аппарат к состоянию равновесия продольных моментов.
H
Кривая сигнала INPUT на фиг.5б характеризует сигнал DQC1 после нормализации усилителем 211. Сигнал IHC1 (фиг.5в), полученный после вычисления сигнала перестановки подвижного стабилизатора, является выходным сигналом интегрирующей схемы 213 и в рассматриваемом варианте осуществления изобретения ограничен диапазоном значений от -11,6 до +1,2. На фиг.5г показан выходной сигнал IHCMD схемы 22 гистерезиса. Этот сигнал отличается от сигнала IHC1 и подавляет последний, если находится ниже порогового значения схемы 22 гистерезиса. Ошибка Δi offset регулирования положения подвижного стабилизатора, формируемая в вычитающем элементе 32 как следствие этого различия, показана на фиг.5д. Наконец, показанный на фиг.5е сигнал DQCMD представляет собой комбинированную команду на отклонение руля высоты, выдаваемую сумматором 11 на руль 12 высоты.
На фиг.6-11 приведены графики, показывающие изменение во времени сигналов перестановки подвижного стабилизатора и усилие на подвижном стабилизаторе для двух взятых в качестве примера полетов самолета типа A340 на этапах взлета, всего полета/крейсерского полета и посадки. Из двух расположенных близко друг к другу кривых А и В плавная кривая А отражает вычисляемый непрерывный сигнал IHC1 перестановки подвижного стабилизатора, тогда как график ступенчатой функции В, следующий за кривой А вблизи нее, представляет положение подвижного стабилизатора, изменяющееся в результате отработки этого сигнала с небольшим гистерезисом 0,06°, достигаемым, например, за счет механического гистерезиса в силовом приводе подвижного стабилизатора 23 во время перестановки подвижного стабилизатора обычным способом. Кривая же С показывает положение подвижного стабилизатора 23 во время его перестановки согласно настоящему изобретению, причем на фиг.6-8 показаны кривые С, полученные при помощи гистерезиса с шагами 0,54°, а на фиг.9-11 - кривые С, полученные при помощи гистерезиса с шагами 0,9°. На кривых С механический гистерезис 0,06°, отраженный небольшими ступеньками, наложен на специально выбранный гистерезис 0,54° или 0,9°.
Из сравнения кривых В и С видно, что при использовании ступенчатой функции или гистерезиса, реализуемой функциональностью модуля 22, показанного на фиг.1 или 2, сумма всех шаговых перемещений подвижного стабилизатора значительно меньше (кривая С), чем без такого целенаправленного гистерезиса или только лишь с механическим гистерезисом в силовом приводе подвижного стабилизатора (кривая В). Это дает особенно ощутимый результат во время крейсерского полета: см. фиг.7 для порога гистерезиса, равного 0,54°, или фиг.10 для порога гистерезиса, равного 0,9°. Вместе с тем, во время взлета и посадки сумма шаговых перемещений подвижного стабилизатора с применением целенаправленного гистерезиса в соответствии с кривой С также значительно меньше, чем без такого гистерезиса, см. кривую В.
Регулирование положения руля высоты и подвижного стабилизатора в ответ на сигнал отклонения руля высоты 10 может осуществляться таким образом, чтобы их взаимное положение создавало искривление общего профиля подвижного стабилизатора и руля высоты, что уже само по себе вызывает направленную вверх или вниз аэродинамическую силу согласно знаку подаваемого сигнала отклонения руля высоты 10. Искривление общего профиля происходит в результате описанного выше небольшого отклонения положения руля высоты от общей с подвижным стабилизатором хорды, создаваемого действием функции гистерезиса. При той же самой аэродинамической силе, как правило, направленной вниз, т.е. обратной подъемной силе на подвижном стабилизаторе, аэродинамическое сопротивление искривленного подвижного стабилизатора может быть меньше по сравнению с прямым (с прямой общей хордой), но установленным под большим углом подвижным стабилизатором. Таким образом, при расчете привода подвижного стабилизатора следует иметь в виду, что выпуклость при искривлении должна образовываться с правильной стороны общего профиля подвижного стабилизатора и руля высоты - в направлении минимизации сопротивления, а в направлении неправильной балансировки, т.е. увеличивающего сопротивление перемещения двух управляющих поверхностей в противоположных направлениях с образованием выпуклости, обращенной в сторону, обратную создаваемой аэродинамической силе. Поэтому для достижения упомянутого выше уменьшения сопротивления руль высоты, в зависимости от положения подвижного стабилизатора или параметров режима полета, должен находиться с правильной стороны от хорды подвижного стабилизатора. Таким образом, величина гистерезиса является мерой максимально возможного искривления профиля и достижимого уменьшения сопротивления. Может потребоваться встраивание в функциональность 22 гистерезиса соответствующей логической функции или сигнал DDQ, характеризующий "придерживание" подвижного стабилизатора, может быть сдвинут.
Настоящее изобретение наделяет управление подвижным стабилизатором и рулем высоты летательного аппарата дополнительной функциональностью, которая благоприятным образом проявляется в уменьшении износа, удлинении интервалов между техническими обслуживаниями и увеличении ресурса и срока службы привода подвижного стабилизатора и соответствующих подвижных деталей, например шариковинтовой передачи и ходового винта в силовом приводе подвижного стабилизатора.
Эта функциональность, т.е. показанные на фиг.2 и 3 компоненты, может быть реализована, в частности, на программном уровне, т.е. программными средствами.
Работоспособность изобретения и ожидаемые улучшения продемонстрированы на примерах осуществления изобретения, представленных зарегистрированными данными летных испытаний, отраженными на фиг.6-11. Каждое из этих испытаний было проведено на ближне- и дальнемагистральных самолетах с различными пороговыми значениями для гистерезиса.