СПОСОБ СТАБИЛИЗАЦИИ ЗАДАННОЙ ВЫСОТЫ ПОЛЕТА
METHOD FOR STABILISATION OF GIVEN FLIGHT ALTITUDE

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому способу является известный способ стабилизации заданной высоты полета, основанный на использовании сигналов с пульта управления САУ в виде сигналов заданной высоты полета и заданного расстояния до программно имитируемой «цели», а также сигналов из системы измерения параметров полета, прием и обработка которых осуществляется в вычислительной системе автоматического управления полетом, с последующим формированием управляющего сигнала на привод руля высоты, скорректированного суммарной реакцией на угол между вектором траекторной скорости самолета и заданным кратчайшим расстоянием до программно имитируемой «цели», а также на скорость изменения этого угла, на демпфирующие составляющие в виде угловой скорости вращения самолета и скорости ее изменения [Навигация и управление летательными аппаратами. / Под общей редакцией А.Г. Кузнецова / Труды МИЭА. Выпуск 4. Москва, 2011, с. 12-20].
Недостатком известного способа является необходимость предварительного расчета опорной траектории с последующим ее выдерживанием в ходе решения терминальной задачи управления без возможности дополнительной адаптации закона управления под изменяющиеся условия полета.
Задачей изобретения является устранение недостатков прототипа.
Техническим результатом является возможность реализации адаптивного, дискретно-непрерывного, форсированного управления рулем высоты, направленного на минимизацию разницы между текущей и заданной высотой полета, а также повышение точности стабилизации заданной высоты полета.
Заявленный технический результат в предлагаемом способе достигается тем, что способ стабилизации заданной высоты полета основан на использовании сигналов с пульта управления САУ в виде сигналов заданной высоты полета и заданного расстояния до программно имитируемой «цели», а также сигналов из системы измерения параметров полета, прием и обработка которых осуществляется в вычислительной системе автоматического управления полетом, с последующим формированием управляющего сигнала на привод руля высоты, скорректированного суммарной реакцией на угол между вектором траекторной скорости самолета и заданным кратчайшим расстоянием до программно имитируемой «цели», а также на скорость изменения этого угла, на демпфирующие составляющие в виде угловой скорости вращения самолета и скорости ее изменения, при этом согласно предлагаемому способу при формировании управляющего сигнала на привод руля высоты в суммарную реакцию на наблюдаемые параметры движения добавляется компенсация влияния угла крена на точность стабилизации заданной высоты полета, при этом управляющий сигнал на привод руля высоты каждого последующего шага управляющего воздействия формируется посредством циклического переопределения предварительно запомненного управляющего сигнала предыдущего шага управляющего воздействия, а возможность дополнительной адаптации закона управления под изменяющиеся условия полета реализуется изменением с пульта управления САУ расстояния до программно имитируемой «цели» в пределах установленных ограничений.
ц
ц
ц
ц
ц
Предлагаемый способ стабилизации заданной высоты полета основан на наведении вектора траекторной скорости на воображаемую точку («цель»), которая движется на постоянном (заданном) удалении от центра масс самолета (L) на заданной высоте (Н). Наведение на «цель» обеспечивается минимизацией угла (ε) между вектором траекторной скорости и направлением на «цель» (см. фиг. 1). По отношению к вектору траекторной скорости  величина ε определяется заданным расстоянием до «цели» (L):
ц
- с увеличением расстояния до «цели» ε уменьшается,
ц
- с уменьшением расстояния до «цели» ε увеличивается.
ц
Очевидно, что используя в законе управления рулем высоты реакцию на ε, можно изменять строгость управления:
ц
- с увеличением расстояния до «цели» управление становится менее строгое (уменьшается весовой вклад реакции на ε в законе управления рулем высоты),
ц
- с уменьшением расстояния до «цели» управление становится более строгое (увеличивается весовой вклад реакции на ε в законе управления рулем высоты).
ц
ц
z
Изменение расстояния до «цели» позволяет адаптироваться к условиям полета: в спокойной атмосфере расстояние до «цели» увеличивается, а в условиях атмосферных возмущений - L уменьшается. В законе управления рулем высоты кроме реакции на ε учитывается демпфирование (реакция на  угловую скорость тангажа ω, скорость ее изменения  с заданными коэффициентами усиления) и компенсация влияния угла крена
Bi
где σ - управляющий сигнал на привод руля высоты, сформированный на i-ом шаге управляющего воздействия;
Bi-1
σ - начальное значение управляющего сигнала на привод руля высоты;
ц
- коэффициент усиления сигнала ε;
- коэффициент усиления сигнала ;
- коэффициент усиления сигнала ;
- коэффициент усиления сигнала ;
γ
К - коэффициент усиления сигнала
Возможность реализации предложенного способа стабилизации заданной высоты полета может быть обеспечена посредством системы автоматического управления самолетом, сущность которой представлена на фиг. 2.
Система автоматического управления состоит из следующих функциональных элементов:
- система измерения параметров полета 1
- вычислительная система, представляющая собой блок формирования управляющего сигнала на привод руля высоты 2;
z
- датчик измерения угловой скорости тангажа (ω) 3;
- датчик измерения угла крена (γ) 4;
- датчик измерения высоты полета (Н) (барометрический и/или радиовысоты) 5;
- датчик измерения угла наклона траектории (Θ) 6;
- аналоговый фильтр 7;
- усилитель 8;
- изодромное звено 9;
- усилитель 10;
- блок компенсации 11;
- усилитель 12;
- вычислитель 13;
- изодромное звено 14;
- изодромное звено 15;
- усилитель 16;
- усилитель 17;
- сумматор 18;
- запоминающее устройство 19.
Система автоматического управления, реализующая заявленный способ, работает следующим образом.
Система измерения параметров полета 1 принимает сигналы от датчиков 3, 4, 5, 6. Сигнал с датчика измерения угловой скорости тангажа 3 предварительно фильтруется аналоговым фильтром 7. Аналоговая фильтрация позволяет избежать «сдвига» частот: преобразования высокочастотных входных колебаний с частотами, превосходящими частоту работы вычислителя, в низкочастотные выходные колебания. Величина постоянной времени фильтра 7 выбирается исходя из условий обеспечения заданных характеристик устойчивости.
Фильтрованный сигнал с датчика измерения угловой скорости тангажа 3 с одной стороны усиливается в усилителе 8 коэффициентом усиления  и подается на сумматор 18, с другой стороны пропускается через изодромное звено 9 для получения производной  которая после усиления коэффициентом  в усилителе 10 также подается на сумматор 18.
γ
Сигнал с датчика измерения угла крена 4 формирует в блоке компенсации 11 сигнал компенсации влияния угла крена на точность стабилизации заданной высоты полета  который после усиления коэффициентом - K в усилителе 12 подается на сумматор 18.
зад
ц
ц
зад
Для формирования сигналов  и  используются сигналы с датчиков 3 (Н), 4 (Θ) и заданные с пульта управления САУ (на фиг. 2 не обозначен) сигналы заданной высоты полета (Н) и заданного расстояния до программно имитируемой «цели» (L). На величину заданной L посредством вычислителя 13 устанавливается пультовое ограничение по результатам запаса устойчивости формируемого закона управления и условия  где ΔН=Н-Н. Для получения производных  и  сигналы с датчиков 5 и 6 пропускаются через соответствующие изодромные звенья 14, 15.
ц
Сформированные сигналы ε и  после усиления соответствующими коэффициентами усиления  и  в усилителях 16 и 17 подаются на сумматор 18.
Bi
Bi-1
Bi-1
Для реализации форсированного дискретно-непрерывного управления на шаге дискретности вычислителя ΔT формируется циклическое переопределение сформированного на сумматоре 8 управляющего сигнала 7 (σ с запоминанием управляющего сигнала предыдущего шага (σ) в запоминающем устройстве 19. При первом подключении режима σ=0.
На фиг. 3 приведены некоторые результаты математического моделирования стабилизации заданной высоты полета Нзад=400 м в условиях сильного вертикального сдвига ветра (вертикальная составляющая скорости ветра меняется от +15 м/с до -15 м/с) для самолета Ту-204СМ. Максимальное отклонение от заданной высоты полета не превышает 10 м, а максимальное изменение нормальной перегрузки не превышает величины 0,076. Перемещение стабилизатора определяется режимом автобалансировки.
На фиг. 4 приведены результаты математического моделирования режима стабилизации заданной высоты полета в условиях торможения и разгона по скорости применительно к самолету Ан-70.