Способ управления рулём высоты самолёта
METHOD FOR CONTROLLING ELEVATOR OF AIRCRAFT

Изобретение относится к авиационной технике, в частности, к системам управления (СУ) самолетов и может быть использовано при проектировании самолетов с целью уменьшения эксплуатационных и расчетных маневренных аэродинамических нагрузок на горизонтальное оперение (ГО) и хвостовую часть фюзеляжа самолета.
В
y к
z к
СУУП
ш в
n
В
y
СДУ
Известен и широко применяется в системах управления самолетов астатический автомат продольной устойчивости и управляемости (см. А.В. Ефремов, В.Ф. Захарченко, В.Н. Овчаренко и др. Динамика полета; под ред. Г.С. Бюшгенса. - М.: Машиностроение, 2011, стр. 694-700). При управлении в соответствии с этим способом измеряют отклонение штурвала от нейтрального положения ΔХ и параметры движения, на их основе вычисляют корректированные сигналы приращения нормальной перегрузки Δn, угловой скорости тангажа ω и сигнал скорости полета V. Далее определяют управляющий сигнал статического автомата устойчивости U (там же, стр. 689-694). Для этого, вычисляют используя сигнал скорости полета V три коэффициента усиления: коэффициент усиления прямой цепи K; коэффициент усиления обратной связи по перегрузке K; коэффициент усиления обратной связи по угловой скорости тангажа ; которые затем умножают на сигналы отклонения штурвала от нейтрального положения ΔХ, приращения нормальной перегрузки Δn и угловой скорости тангажа , соответственно, и складывают. Управляющий сигнал привода руля высоты U определяют как сумму статического и интегрального:
.
∫
СУУП
Подинтегральный сигнал U определяют аналогично сигналу U
В
y к
z к
ш∫
n∫
ω∫
СДУ
используя сигналы ΔХ, Δn, ω и коэффициенты K, K и K. Управляющий сигнал привода руля высоты U передают на рулевые приводы, которые управляют рулем высоты в соответствии с этим сигналом.
Данный способ управления обеспечивает высокий уровень характеристик устойчивости, управляемости и безопасности полета. У приведенного способа можно отметить два недостатка: возможность возникновения больших по абсолютной величине аэродинамических нагрузок при маневрировании; невозможность управления этими нагрузками или их снижения.
х
у
z
х
у
z
з
пр
y зад
y c
z с
Известен, принятый за прототип, способ управления самолетом в продольном канале, обеспечивающий управление через отклонение руля высоты (см. Б.С.Алешин, С.Г. Баженов, Ю.И. Диденко, Ю.Ф. Шелюхин. Системы дистанционного управления магистральных самолетов. - М.: Наука, 2013, стр. 122-129). При управлении в соответствии с этим способом измеряют углы тангажа ϑ и крена γ, вектор перегрузки (величины n, n, n), вектор угловой скорости (величины ω, ω, ω), комплекс скоростных параметров, углы отклонения управляющих поверхностей самолета (закрылков - δ, предкрылков - δ, стабилизатора - ϕ). По измеренным сигналам определяют заданное значение приращения нормальной перегрузки Δn, вычисляют скорость полета V, корректирующие сигналы приращения нормальной перегрузки Δn и приращения угловой скорости тангажа Δω:
;
,
где g - ускорение силы тяжести.
Определяют величину прямого сигнала управляемости:
в пр
ш
y зад
δ=R⋅Δn.
ш
Для определения коэффициента усиления R могут использоваться сигналы отклонения управляющих поверхностей самолета, и параметры полета.
Определяют величину позиционного сигнала управляемости (управления):
в поз
n поз
ω поз
δ=ε+ε
n поз
где составляющая, определяемая нормальной перегрузкой ε определяется выражением:
n поз
nу п
y c
п
y зад
ny п
ε=K⋅(Δn-W(s)⋅Δn)⋅W(s),
п
ny п
пу п
ω поз
здесь s - опреатор Лапласса, W(s) - динамическое звено (в качестве него может приниматься апериодическое звено), W(s) - апериодический фильтр по сигналу нормальной перегрузки, K- коэффициент усиления позиционной обратной связи по перегрузке, позиционная обратная связь по угловой скорости тангажа ε имеет следующий вид:
ω поз
ωz п
z с
п
y зад
ε=K⋅(Δω-g/V⋅W(s)⋅Δn),
ωz п
nу п
где K - коэффициент усиления позиционной обратной связи по угловой скорости тангажа. Коэффициенты усиления K и  могут выбираться в зависимости от режима полета самолета.
Определяют величину интегрального сигнала управляемости (управления):
nω ∫
n ∫
ω ∫
где ε=ε+ε,
n ∫
ny ∫
y c
∫
y зад
ε=K⋅(Δn-W(s)⋅Δn),
ω ∫
ωz
∫
z с
∫
y зад
ε=K⋅(Δω-g/V-W(s)⋅Δn),
∫
ny ∫
ωz
∫
∫
здесь W(s) - динамическое звено (в качестве него может приниматься апериодическое звено), K, K, и K - коэффициенты усиления, которые могут выбираться в зависимости от режима полета самолета.
Формируют управляющий сигнал привода руля высоты:
в
в пр
в поз
в ∫
δ=δ+δ+δ,
в
Передают управляющий сигнал δ на исполнительные приводы руля высоты и осуществляют отклонение руля высоты в соответствии с данным сигналом.
Данный способ управления, как и способ-аналог, обеспечивает высокий уровень характеристик устойчивости, управляемости и безопасности полета. Он обладает теми же недостатками: возможность возникновения больших по абсолютной величине аэродинамических нагрузок при маневрировании; невозможность управления этими нагрузками или их снижения.
Техническим результатом изобретения является осуществление управления самолетом в продольном канале, обеспечивающего высокий уровень характеристик устойчивости, управляемости и безопасности при одновременном снижении аэродинамических нагрузок на ГО, возникающих при таком управлении.
y c
z с
y зад
в поз
в ∫
в
в поз
в ∫
в
в
в поз
в ∫
y c
в
в поз
Технический результат достигаются тем, что в способе управления рулем высоты самолета, содержащем измерение угла тангажа, угла крена, вектора перегрузки, вектора угловой скорости, комплекса скоростных параметров, углов отклонения управляющих поверхностей самолета, вычисление корректирующих сигналов приращения нормальной перегрузки Δn и приращения угловой скорости тангажа Δω, определение заданного значения приращения нормальной перегрузки ⋅Δn, вычисление величины позиционного сигнала управления δ на основе измеренных параметров движения, вычисление величины интегрального сигнала управления δ, формирование управляющего сигнала привода руля высоты δ с использованием позиционного δ и интегрального δ сигналов управления, передачу управляющего сигнала δ на исполнительные приводы руля высоты и соответствующее отклонение руля высоты, управляющий сигнал привода руля высоты δ определяют в зависимости от позиционного сигнала управляемости δ, интегрального сигнала управляемости δ, корректирующего сигнала приращения нормальной перегрузки Δn, а перед формированием управляющего сигнала привода руля высоты δ вводят ограничение позиционного сигнала управления δ максимальной  и минимальной  величиной.
в
Управляющий сигнал привода руля высоты δ может быть определен в соответствии формулой , где  - величина градиента перемещения руля высоты на единицу перегрузки.
Способ осуществляется следующим образом:
х
у
z
х
у
z
з
пр
y зад
y c
z с
1. При управлении в соответствии с этим способом измеряют углы тангажа ϑ и крена γ, вектор перегрузки (величины n, n, n), вектор угловой скорости (величины ω, ω, ω), комплекс скоростных параметров, углы отклонения управляющих поверхностей самолета (закрылков - δ, предкрылков - δ, стабилизатора - ϕ). По измеренным сигналам определяют заданное значение приращения нормальной перегрузки Δn, вычисляют скорость полета V, корректирующие сигналы приращения нормальной перегрузки Δn и приращения угловой скорости тангажа Δω:
;
,
где g - ускорение силы тяжести.
у
с
С использованием корректирующего сигнала приращения нормальной перегрузки Δn определяют величину компенсационного сигнала:
в к
ш
y с
δ=R⋅Δn.
ш
ш
Для определения коэффициента усиления R могут использоваться сигналы отклонения управляющих поверхностей самолета, и параметры полета. В качестве коэффициента усиления R может быть принята величина градиента перемещения руля высоты на единицу перегрузки - .
Определяют величину позиционного сигнала управляемости (управления):
в поз
n поз
ω поз
δ=ε+ε,
n поз
где составляющая, определяемая нормальной перегрузкой  ε определяется выражением:
n поз
nу п
y c
п
y зад
ny п
ε=K⋅(Δn-W(s)⋅Δn)⋅W(s),
п
ny п
пу п
ω поз
здесь s - опреатор Лапласса, W(s) - динамическое звено (в качестве него может приниматься апериодическое звено), W(s) - апериодический фильтр по сигналу нормальной перегрузки, K- коэффициент усиления позиционной обратной связи по перегрузке, позиционная обратная связь по угловой скорости тангажа ε имеет следующий вид:
ω поз
ωz п
z с
п
y зад
ε=K⋅(Δω-g/V⋅W(s)⋅Δn),
ωz п
nу п
где K - коэффициент усиления позиционной обратной связи по угловой скорости тангажа. Коэффициенты усиления K и  могут выбираться в зависимости от режима полета самолета.
Определяют величину интегрального сигнала управляемости (управления):
nω ∫
n ∫
ω ∫
где ε=ε+ε,
n ∫
ny ∫
y c
∫
y зад
ε=K⋅(Δn-W(s)⋅Δn),
ω ∫
ωz
∫
z с
∫
y зад
ε=K⋅(Δω-g/V⋅W(s)⋅Δn),
∫
ny ∫
ωz
∫
∫
здесь W(s) - динамическое звено (в качестве него может приниматься апериодическое звено), K, K, и K - коэффициенты усиления, которые могут выбираться в зависимости от режима полета самолета.
Формируют управляющий сигнал привода руля высоты:
в
в пр
в поз
в ∫
δ=δ+δ+δ,
ГО бал 1
ГО бал min
ГО бал m
a
x
2. Для ряда режимов полета, характеризующихся скоростями полета, близкими к расчетной предельной скорости полета, определяют балансировочную нагрузку на ГО при горизонтальном полете Y, а также при полете с минимальной и максимальной эксплуатационными перегрузками, Y и Y соответственно. При этом центровки самолета выбираются в диапазоне от предельно передней, до предельно задней, а вес самолета считается максимальным для данной центровки.
ГО m
a
x
ГО min
ГО бал(+)
ГО бал(-)
3. Для того же перечня режимов полета, весов и центровок самолета, определяют изменение во времени нагрузки на ГО при переходе от минимальной эксплуатационной перегрузки к максимальной и при переходе от максимальной эксплуатационной перегрузки к минимальной. Для каждого режима полета фиксируют максимальную и минимальную нагрузку на ГО Y и Y, балансировочное значение нагрузки в переходном процессе, предшествующее данным экстремальным значениям Y и Y.
ГО m
a
x m
a
x
ГО min min
4. Определяют режимы полета, вес и центровки самолета, при которых реализуется максимальная Y и минимальная Y нагрузка на ГО в переходном процессе. Фиксируют эти значение нагрузки и принимают их в качестве исходных расчетных значений.
ГО m
a
x m
a
x
ГО min min
в поз
m
a
x
min
ГО m
a
x расч
ГО min расч
ГО m
a
x расч
ГО бал 1
ГО бал min
ГО бал m
a
x
ГО min расч
5. На расчетных режимах наибольшего нагружения ГО, там где реализуются значения Y и Y, определяют максимально и минимально возможные ограничения величины позиционного сигнала управляемости δ при которых выполняются требования обеспечения устойчивости и управляемости σ. и σ, соответственно, определяют соответствующие им расчетные величины максимальной Y и минимальной Y расчетных нагрузок. Величина расчетной нагрузки Y не может быть менее наибольшей из балансировочных нагрузок Y, Y и Y, а величина Y не может быть более наименьшей их величины.
ГО
ГО бал
ГО
ГО m
a
x расч
ГО бал(+)
ГО
ГО бал(-)
ГО min расч
6. Определяют максимальное  и минимальное  ограничение позиционного сигнала, как такие величины, при которых приращение нагрузки на ГО в переходном процессе ΔY относительно балансировочных величин Y на данном режиме полета не превышает разностей соответствующих расчетных и балансировочных нагрузок: ΔY≤ Y- Y при определении; ΔY≤ Y-Y при определении .
в поз
7. Ограничивают позиционный сигнал управления δ максимальной и минимальнойвеличиной.
в
в к
в поз
в ∫
8. Формируют управляющий сигнала привода руля высоты δ с использованием компенсационного сигнала δ, ограниченного позиционного сигнала δ и интегрального сигнала управления δ.
в
Также возможно формирование сигнала δ в соответствии с выражением:
.
в
9. Передают управляющий сигнал δ на исполнительные приводы руля высоты, и отклоняют руль высоты в соответствии с этим сигналом.
Данный способ управления может быть применим к самолетам, имеющим различные органы продольного управления:
руль высоты;
в ∫
руль высоты и отклоняемый стабилизатор - в этом случае скорость отклонения стабилизатора определяется величиной интегрального сигнала управляемости δ, аналогично прототипу;
в
отклоняемый стабилизатор без руля высоты - в этом случае управляющий сигнал δ следует подавать на вход привода управления стабилизатором.
Проведенное математическое моделирование на примере магистрального самолета (максмальный взлетный вес 80 т) показало, что предлагаемый способ управления обеспечивает уменьшение аэродинамического нагружения ГО при выполнении маневров типа «контролируемый маневр», предписываемых авиационными правилами АП-25, на 15% по сравнению со способом описанным в прототипе.
Проблема обеспечения высокого уровня безопасности полета решается традиционно: за счет использования обратных связей по комплексу сигналов, аналогично способу, описанному в прототипе.