СПОСОБ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ ВЫСОКОМАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА
AUTOMATIC FLIGHT CONTROL METHOD OF HIGH-PERFORMANCE AIRCRAFT

Изобретение относится к способам автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, в частности к способам, обеспечивающим требуемые характеристики продольных устойчивости и управляемости при пилотировании самолета на предельных углах атаки и перегрузках.
Известны способы автоматического управления полетом самолета, при которых требования продольной устойчивости и управляемости самолета обеспечиваются благодаря использованию статических автоматов продольного управления (АПУ). Известные способы описаны, например, в книгах: Михалев И.К. и др. Системы автоматического управления самолетом. Методы анализа и расчета. М., Машиностроение, 1971, с.142, 146-150; под ред. Федорова С.М. Автоматизированное управление самолетами и вертолетами. М., Транспорт, 1977, с.76-77; Оболенский Ю.Г. Управление полетом маневренных самолетов. М., филиал Воениздат, 2007, с.248-260.
К недостаткам известных способов автоматического управления, предусматривающих использование АПУ, следует отнести тот факт, что, применительно к высокоманевренному самолету, в частности, типа МИГ-29КУБ при управлении на предельных углах атаки и перегрузках, перерегулирование в системе автоматического управления по углу атаки и по нормальной перегрузке существенно превышает допустимые значения.
Как показали результаты моделирования, при использовании известного способа автоматического управления в системе невозможно обеспечить требуемые характеристики во всем диапазоне изменения центровок и весов самолета.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому является способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, предусматривающий использование статического АПУ с ограничителем предельных режимов, описанный в книге Оболенского Ю.Г. Управление полетом маневренных самолетов. М., филиал Воениздат, 2007, с.248-260.
Однако данному способу присущи недостатки, описанные выше, не позволяющие обеспечить требуемые характеристики устойчивости и управляемости в продольном движении самолета на предельных углах атаки и перегрузках.
Целью настоящего изобретения является устранение указанных недостатков и обеспечение требуемых характеристик устойчивости и самолета при полетах на предельных углах атаки (перегрузках) путем формирования сигнала допустимого угла атаки (перегрузки) и уменьшения перерегулирования в системе практически до нуля.
Поставленная цель достигается за счет того, что согласно предлагаемому способу автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, предусматривающему использование статического автомата продольного управления с ограничителем предельных углов атаки (перегрузок), для формирования сигнала допустимого угла атаки в диапазоне его предельных значений дополнительно формируют сигнал предельного угла атаки на основе сигнала, соответствующего текущему значению угла атаки, и сигнала, соответствующего заданному значению предельного угла атаки, причем коэффициент усиления сигнала, соответствующего текущему значению угла атаки, уменьшают с помощью функционального блока от 1, при достижении текущим значением угла атаки величины, соответствующей первому заданному значению предельного угла атаки, до величины, близкой к нулю, при достижении текущим значением угла атаки величины, соответствующей второму заданному значению предельного угла атаки, полученный сигнал восстанавливают посредством апериодического звена до предельных величин и подают восстановленный сигнал на вход вычислителя автомата продольного управления с ограничителем предельных углов атаки (перегрузок).
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена блок-схема системы, реализующей заявляемый способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета.
Данная система содержит блок 1 датчиков, автомат 2 продольного управления с ограничителем предельных режимов (АПУ), привод 3, функциональный блок 4, задатчик 5 предельных значений углов атаки (перегрузки), первое множительное устройство 6, первый сумматор 7, задатчик 8 единичного сигнала, второй сумматор 9, второе множительное устройство 10, апериодическое звено 11.
p
z
y
1
тек
у тек
тек
у тек
пред
y пред
1
тек
у тек
пред
1
пред
у пред
2
1
Летчик, управляя самолетом, формирует на первом выходе блока 1 датчиков сигнал X, пропорциональный перемещению ручки управления. Данный сигнал через автомат 2 продольного управления с ограничителем предельных режимов подают на вход привода 3, осуществляя управление самолетом. Сигналы, пропорциональные возникающим при этом угловой скорости тангажа ω и углу атаки α (нормальной перегрузке n), со второго и третьего выходов блока 1 датчиков подаются соответственно на второй и третий входы автомата 2 продольного управления с ограничителем предельных режимов, в котором формируются соответствующие законы управления продольным движением самолета и ограничения предельных углов атаки (перегрузки). Сигнал с третьего выхода блока 1 датчиков, соответствующий углу атаки (перегрузке), подается также на вход функционального блока 4, формирующего коэффициент усиления Kсигнала в зависимости от текущего значения угла атаки α (перегрузки n). При этом, если текущее значение α (n) не превышает первого заданного предельного значения, например, 0,85 α(0,85 n), коэффициент K=1, если текущее значение α (n) превышают 0,85α, коэффициент усиления уменьшается, достигая величины, близкой к нулю, например, K=0-0,2, при α (n). Сигнал, сформированный на выходе функционального блока 4, подается на второй вход первого множительного устройства 6 непосредственно, а на второй вход второго множительного устройства 10 - через второй сумматор 9, причем с коэффициентом усиления K=1-K. При этом на первые входы множительных устройств поступает сигнал с задатчика 5 предельных значений углов атаки (перегрузки). Сигнал с выхода множительного устройства 6 поступает на первый вход сумматора 7, а сигнал с выхода множительного устройства 10 через апериодическое звено 11 - на второй вход сумматора 7. Таким образом, на выходе данного сумматора формируется сигнал предельного угла атаки (перегрузки), зависящий от текущего значения угла атаки (перегрузки) и изменяющийся во времени, который в качестве дополнительного сигнала поступает на четвертый вход автомата 2 продольного управления с ограничителем предельных режимов.
В результате, согласно заявляемому способу осуществляется активное изменение сигнала допустимого угла атаки (перегрузки) в диапазоне его предельных значений. Это обеспечивает уменьшение перерегулирования в системе по углу атаки (перегрузки) практически до нуля и позволяет существенно улучшить характеристики продольной устойчивости и управляемости при пилотировании самолета на предельных углах атаки и перегрузках по сравнению с прототипом, описанным выше, где в контуре управления с астатическим ограничителем предельных углов атаки (перегрузки) используется величина рассогласования между текущим и предельным значениями угла атаки (перегрузки).
Для реализации заявленного способа автоматического управления высокоманевренным самолетом не требуется специального оборудования. Так в качестве интегрального блока датчиков в реализующей его системе может быть использован блок ИБД-51, а функция вычислителей (сумматоров, множительных устройств и т.п.) могут быть выполнены с помощью бортовой вычислительной машины.
Как показали результаты моделирования комплексной системы управления КСУ-941, при использовании данного технического решения представляется возможным свести значения перерегулирования по углам атаки и перегрузки практически к нулю при практически неизменном времени регулирования и существенно улучшить характеристики устойчивости и управляемости самолета при полетах на предельных углах атаки (перегрузках). Таким образом, предлагаемый способ реализуем и применим, в частности, для высокоманевренного самолета типа МИГ-29КУБ.