СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ БОКОВЫМ ДВИЖЕНИЕМ ВЫСОКОМАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА
HIGHLY-MANEUVERABLE AIRCRAFT CROSS-RANGE MANEUVERING AUTOMATIC CONTROL SYSTEM

Заявляемое изобретение относится к системам автоматического управления полетом самолета, в частности к системам автоматического управления боковым движением высокоманевренного самолета.
Известны системы автоматического управления боковым движением самолета. Подобные системы описаны, в частности, в патентах RU 2096263, В64С 13/18, публ. 1997.11.20; RU 2272747, В64С 13/18, публ. 2006.03.27; в a.c. SU 749030, В64С 13/18, публ. 2004.10.27; в книге Михалева А.И. и др. Системы автоматического управления самолетом. М.: Машиностроение, 1987 г., с.174.
К недостаткам известных систем автоматического управления боковым движением высокоманевренного самолета следует отнести тот факт, что при больших управляющих воздействиях от ручки управления управляющие сигналы системы управления выводят привод на предельные значения, и характеристики управляемости высокоманевренного самолета становятся неприемлемыми. Это связано с тем, что в известных системах управления происходит «размыкание» контура управления по сигналам обратных связей, и фактически характеристики управляемости будут соответствовать самолету без системы управления боковым движением.
Наиболее близкой по технической сущности к заявляемой является система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, представленная в книге Михалева А.И. и др. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987 г. с 174.
Однако данной системе управления боковым движением маневренного самолета присущи недостатки, описанные выше, не позволяющие обеспечить требуемые характеристики управляемости боковым движением маневренного самолета.
Целью изобретения является обеспечение требуемых характеристик управляемости во всем диапазоне перемещения ручки управления.
Поставленная цель достигается за счет того, что в систему автоматического управления боковым движением высокоманевренного самолета, содержащую датчик положения ручки управления, последовательно соединенные первый сумматор, привод элеронов и элероны, последовательно соединенные второй сумматор, привод руля направления и руль направления, датчик угловой скорости крена и датчик угловой скорости рысканья, дополнительно введены последовательно соединенные первый префильтр, вход которого соединен с выходом датчика положения ручки управления, третий сумматор, выход которого соединен с первым входом первого сумматора, и первое звено с зоной нечувствительности и ограничением, выход которого соединен с интегральным входом первого префильтра, последовательно соединенные второй префильтр, вход которого соединен с выходом датчика положения ручки управления, четвертый сумматор, выход которого соединен с первым входом второго сумматора, и второй нелинейный элемент с зоной нечувствительности и ограничением, выход которого соединен с интегральным входом второго префильтра, последовательно соединенные первый изодромный фильтр, вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости крена, и первый ограничитель, выход которого соединен со вторым входом первого сумматора, первое звено с зоной нечувствительности, вход которого соединен с выходом первого изодромного фильтра, а выход - со вторым входом третьего сумматора, последовательно соединенные второй изодромный фильтр, вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости рысканья, и второй ограничитель, выход которого соединен со вторым входом второго сумматора, а также второе звено с зоной нечувствительности, вход которого соединен с выходом второго изодромного фильтра, а выход - со вторым входом третьего сумматора.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена блок-схема заявляемой системы автоматического управления боковым движением высокоманевренного самолета.
Система содержит датчик 1 угловой скорости крена, первый изодромный фильтр 2, первый ограничитель 3, первое звено 4 с зоной нечувствительности, первый сумматор 5, привод 6 элеронов, элероны 7, датчик 8 положения ручки управления, первый префильтр 9, третий сумматор 10, первое звено 11 с зоной нечувствительности и ограничением, второй префильтр 12, датчик 13 угловой скорости рысканья, второй изодромный фильтр 14, второй ограничитель 15, второе звено 16 с зоной нечувствительности, четвертый сумматор 17, второе звено 18 с зоной нечувствительности и ограничением, второй сумматор 19, привод 20 руля направления и руль направления 21.
р
х
При воздействии летчика на ручку управления на выходе датчика 8 положения ручки формируется сигнал x, поступающий на вход первого 9 и второго 12 префильтров, представляющих собой устройства, состоящие из последовательно соединенных сумматора, усилительного звена, ограничителя и интегрирующего звена, охваченных отрицательной обратной связью. Сигнал с выхода первого префильтра 9 через третий 10 и первый 5 сумматоры поступает на вход привода 6 элеронов и отклоняет элероны 7. Сигнал с выхода второго префильтра 12 через четвертый 17 и второй 19 сумматоры поступает на вход привода 20 руля направления и отклоняет руль 21 направления. При отклонении органов бокового управления (элеронов, руля направления) изменяются параметры движения самолета, которые измеряются датчиком 1 угловой скорости крена и датчиком 13 угловой скорости рысканья. Сигнал ω датчика 1 угловой скорости крена подают на вход первого изодромного фильтра 2, сигнал с выхода которого через первый ограничитель 3 подают на второй вход сумматора 5 и через первое звено 4 с зоной нечувствительности - на второй вход сумматора 10. Сигнал с выхода сумматора 10 подают на первый вход сумматора 5 и через первое звено 11 с зоной нечувствительности и ограничением - на вход интегрирующего звена первого префильтра 9.
Таким образом, при сигнале на выходе сумматора 10, большем по абсолютной величине, чем величина зоны нечувствительности первого звена 11 с зоной нечувствительности и ограничением, на вход интегрирующего звена префильтра 9 поступает сигнал, по которому на выходе интегрирующего звена выставляют начальные условия, динамически ограничивающие сигнал сумматора 10, причем величину ограничения сигнала выбирают такой, чтобы сумма сигналов с ограничителя 3 и с сумматора 10 не превышала величины, соответствующей предельному отклонению привода 6 элеронов. В результате на входе привода 6 элеронов всегда присутствует демпфирующий изодромированный сигнал угловой скорости крена и не происходит «размыкание» системы по демпфирующему сигналу.
у
Аналогичным образом формируют сигнал управления в канале руля направления. Сигнал ω с выхода датчика 13 угловой скорости рысканья подают на вход второго изодромного фильтра 14, сигнал с выхода которого через ограничитель 15 подают на второй вход сумматора 19 и через второе звено 16 с зоной нечувствительности - на второй вход сумматора 17. Сигнал с выхода сумматора 17 подают на первый вход сумматора 19 и через второе нелинейное звено 18 с зоной нечувствительности и ограничением - на вход интегрирующего звена второго префильтра 12.
Таким образом, при сигнале на выходе сумматора 17, большем по абсолютной величине, чем величина зоны нечувствительности звена 18 с зоной нечувствительности и ограничением, на вход интегрирующего звена префильтра 12 поступает сигнал, по которому на выходе интегрирующего звена выставляют начальные условия, динамически ограничивающие сигнал сумматора 17, причем, величину ограничения сигнала выбирают такой, чтобы сумма сигналов с ограничителя 15 и с сумматора 17 не превышала величины, соответствующей предельному отклонению привода 20 руля направления. В результате на входе привода 20 руля направления всегда присутствует демпфирующий изодромированный сигнал угловой скорости рысканья и не происходит «размыкания» системы по демпфирующему сигналу.
Для реализации заявляемой системы автоматического управления высокоманевренным самолетом не требуется специального оборудования. В системе могут быть использованы стандартные датчики угловых скоростей, выпускаемые промышленностью. Функции вычислителей могут быть реализованы с помощью БЦВМ.
Как показали результаты моделирования САУ-451-05 СМТ-И для самолета МИГ-29 СМТ-И, при использовании данной системы управления боковым движением высокоманевренного самолета обеспечиваются требуемые характеристики устойчивости и управляемости во всем диапазоне перемещения ручки управления. В особенности положительный эффект следует отметить при пилотировании самолета на предельных углах атаки.
Таким образом, предлагаемая система реализуема и применима, в частности, для высокоманевренных самолетов типа МИГ-29 СМТ-И.
В настоящее время принято решение о проведении испытаний данной системы управления на летающей лаборатории МИГ-29СМТ-И.