СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ ВЫСОКОМАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА
HIGH-MANEUVERABILITY AIRCRAFT AUTOMATIC CONTROL SYSTEM

Заявляемое изобретение относится к системам автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, использующего в продольном канале статический автомат продольного управления, в частности к системам, обеспечивающим устойчивость самолета по скорости.
y
z
Известны системы автоматического управления полетом самолета, при которых устойчивость по скорости самолета, использующего статический автомат продольного управления (АПУ), обеспечивается за счет соответствующего выбора коэффициентов данной системы по сигналам нормальной перегрузки (n), угловой скорости тангажа (ω), датчика положения ручки (Кш). Данные системы описаны, например, в книгах: Михалев И.А. и др. Системы автоматического управления самолетом. Методы анализа и расчета. М., Машиностроение, 1971, с.140-142; под ред. Федорова СМ. Автоматизированное управление самолетами и вертолетами. М., Транспорт, 1977, с.76-77.
y
z
К недостаткам известных систем автоматического управления, предусматривающих использование статического АПУ, следует отнести тот факт, что применительно к высокоманевренному самолету типа МИГ-29КУБ они не способны обеспечить устойчивость самолета по скорости во всем диапазоне рабочих высот и скоростей при его разбалансировке, вызванной изменением веса и центровки, только за счет сигналов датчиков обратных связей (n, ω) и положения ручки (Кш).
Наиболее близкой по технической сущности к заявляемой является система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, предусматривающая использование статического АПУ, описанная в книге Оболенского Ю.Г. Управление полетом маневренных самолетов. М., филиал Воениздат, 2007, с.254.
Однако и данной системе присущи недостатки, описанные выше, не позволяющие обеспечить устойчивость высокоманевренного самолета по скорости во всем диапазоне его маневрирования.
Целью настоящего изобретения является устранение указанных недостатков и обеспечение устойчивости по скорости высокоманевренного самолета, использующего статический АПУ, во всем диапазоне его маневрирования независимо от величины разбалансировки, вызываемой изменением веса и центровки самолета.
Поставленная цель достигается за счет того, что в систему автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, содержащую последовательно соединенные ручку управления, датчик положения ручки управления, вычислитель статического автомата продольного управления, привод и аэродинамический руль, интегральный блок датчиков, первый выход которого по сигналу нормальной перегрузки и второй выход по сигналу угловой скорости тангажа соединены соответственно со вторым и третьим входами вычислителя статического автомата продольного управления, и блок разовых команд, дополнительно введены блок среднеарифметического значения балансировки, выход которого соединен со вторым входом привода, последовательно соединенные первый сумматор и первый коммутатор, первый и второй нелинейные элементы с зоной нечувствительности и ограничением, последовательно соединенные второй сумматор, второй коммутатор, блок временной задержки, третий коммутатор, третий сумматор, нелинейный элемент с зоной нечувствительности и гистерезисом и интегрирующее устройство, последовательно соединенные счетчик времени и четвертый сумматор, а также блок желаемого балансировочного перемещения ручки управления, причем первый и второй входы первого сумматора соединены соответственно с выходами датчика положения ручки управления и блока желаемого балансировочного перемещения ручки управления, второй вход первого коммутатора соединен с выходом интегрального блока датчиков по сигналу нормальной перегрузки, а первый и второй выходы первого коммутатора через первый и второй нелинейные элементы с зоной нечувствительности и ограничением соединены соответственно с первым и вторым входами второго сумматора, выход которого соединен со вторым входом третьего коммутатора, второй выход которого соединен со вторым входом третьего коммутатора, выход нелинейного элемента с зоной нечувствительности и гистерезисом соединен с управляющими входами второго и третьего коммутаторов и с входом счетчика времени, управляющий вход первого коммутатора соединен с выходом четвертого сумматора, второй вход которого соединен с выходом блока разовых команд по сигналу «Взлет», другой выход которого по сигналу «Посадка» соединен со вторым входом интегрирующего устройства.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена функциональная схема заявляемой системы автоматического управления полетом высокоманевренного самолета.
Система содержит ручку 1 управления, датчик 2 положения ручки управления, вычислитель 3 статического автомата продольного управления, привод 4, аэродинамический руль 5, интегральный блок 6 датчиков, блок 7 разовых команд, блок 8 средне арифметического значения балансировки, первый сумматор 9, первый коммутатор 10, нелинейные элементы 11 и 12 с зоной нечувствительности и ограничением, второй сумматор 13, второй коммутатор 14, блок 15 временной задержки, третий коммутатор 16, третий сумматор 17, нелинейный элемент 18 с зоной нечувствительности и гистерезисом, интегрирующее устройство 19, счетчик 20 времени, четвертый сумматор 21 и блок 22 желаемого балансировочного перемещения ручки управления.
Летчик, управляя самолетом, отклоняет ручку 1 управления, в результате на выходе датчика 2 положения ручки управления формируется сигнал, пропорциональный данному отклонению, который поступает на первый вход вычислителя 3 статического автомата продольного управления. На второй и третий входы вычислителя 3 поступают сигналы нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа с интегрального блока 6 датчиков. Сигнал, сформированный в вычислителе 3, поступает на первый вход привода 4, с помощью которого отклоняют аэродинамический руль 5, осуществляя, таким образом, управление самолетом. При этом балансировка самолета, зависящая от центровки и веса самолета, в ряде случаев такова, что при разгонах самолета ручка 1 управления перемещается в направлении создания кабрирующих моментов, а при торможении - в направлении на пикирование, т.е. на самолете проявляется неустойчивость по скорости.
Отметим, что для корректировки алгоритма управления самолетом на режимах «Взлет», «Посадка» используют блок 7 разовых команд. Для обеспечения устойчивости самолета по скорости сигнал с выхода блока 8 среднеарифметического значения балансировки, рассчитанного для предельных значений центровки и веса самолета, подают на второй вход привода 4. Теперь необходимо сформировать сигнал разбалансировки самолета, обусловленной изменением центровки и веса самолета, и подать его на третий вход привода 4. При этом условии будет обеспечена балансировка самолета при нейтральном положении ручки управления.
Для обеспечения данного условия на первый вход первого сумматора 9, последовательно соединенного с первым коммутатором 10, подают сигнал с выхода датчика 2 положения ручки 1 управления, а на второй вход коммутатора 10 подают сигнал нормальной перегрузки с интегрального блока 6 датчиков. Сигналы, поступившие на первый и второй входы коммутатора 10, через нормально замкнутые контакты подают соответственно на нелинейные элементы 11 и 12 с зоной нечувствительности и ограничением и далее - на первый и второй входы второго сумматора 13.
Принимая во внимание, что при управлении самолетом знаки сигнала датчика 2 перемещения ручки 1 управления и сигнала нормальной перегрузки с интегрального блока 6 датчиков противоположны, а при стабилизации самолета - одинаковы, в случае равных величин ограничений в нелинейных блоках 11 и 12 сигнал на выходе сумматора 13 будет равен нулю при управлении самолетом или удвоенному значению величины ограничения нелинейного элемента 11 (12) при стабилизации самолета.
Таким образом, обеспечивается возможность исключить перебалансировку самолета при интенсивном маневрировании и, тем самым, не влиять на характеристики управляемости.
Сигнал с выхода сумматора 13 поступает на нормально разомкнутый контакт третьего коммутатора 16 непосредственно и на его нормально замкнутый контакт через последовательно соединенные второй коммутатор 14 и блок временной задержки 15.
Сигнал с выхода второго сумматора 13 поступает непосредственно на нормально разомкнутый контакт третьего коммутатора 16 и через последовательно соединенные второй коммутатор 14 с нормально замкнутым контактом и блок 15 временной задержки, необходимый для фильтрации высокочастотной составляющей управляющего сигнала, - на нормально замкнутый контакт третьего коммутатора 16, выходы которого подключены к входам третьего сумматора 17. Сигнал с выхода сумматора17 поступает на нелинейный элемент 18 с зоной нечувствительности и гистерезисом, выход которого соединен с входом интегрирующего устройства 19, с управляющими входами коммутаторов 14 и 16 и с входом счетчика 20 времени.
При абсолютной величине сигнала на выходе нелинейного элемента 18, соответствующей «1», происходит срабатывание коммутаторов 14 и 16. В результате происходит отключение блока 15 временной задержки от выхода второго сумматора 13 и от первого входа третьего сумматора 17, установка на нем нулевых начальных условий и подключение сигнала с выхода сумматора 13 через коммутатор 16 ко второму входу сумматора 17. Таким образом, включение нелинейного элемента 18 с зоной нечувствительности и гистерезисом (|М|=1) происходит с временной задержкой, а отключение (|М|=0) - безынерционно. Отметим, что гистерезис в данном устройстве необходим для уменьшения статической ошибки по сигналу датчика 2 положения ручки 1 управления.
Кроме того, если время включенного состояния нелинейного элемента 18 (|М|=1) больше порогового значения, то сигнал с выхода счетчика 20 времени через четвертый сумматор 21 поступает на управляющий вход первого коммутатора 10. Под действием данного сигнала контакты коммутатора 10 размыкаются и отключают сигнал датчика 2 положения ручки 1 управления и сигнал нормальной перегрузки интегрального блока 6 датчиков.
Таким образом, на входе интегрирующего устройства 19 формируется алгоритм управления скоростью интеграла переменной скважности, зависящей от величины и знаков сигналов датчика 2 положения ручки управления и нормальной перегрузки. Сигнал с выхода интегрирующего устройства 19 подают на третий вход привода 4. Как отмечалось выше, при таком способе формирования балансировочного значения аэродинамического руля обеспечивается астатизм по положению ручки управления.
Для обеспечения же устойчивости по скорости самолета в блоке 22 желаемого балансировочного перемещения ручки управления формируют сигнал, зависящий, например, от скоростного напора и подают его со знаком минус на второй вход первого сумматора 9.
При взлете и посадке самолета на выходе блока 7 разовых команд вырабатывается соответствующая команда. При команде «Взлет» сигнал с первого выхода блока 7 поступает на второй вход четвертого сумматора 21, на первый вход которого поступает (как это было описано выше) сигнал счетчика 20 времени. Под действием сигнала с выхода сумматора 21, поступающего на управляющий вход коммутатора 10, последний срабатывает и отключает интегральную часть схемы. При команде «Посадка» сигнал со второго выхода блока 7 разовых команд подают на второй вход интегрирующего устройства 19 и запоминают его значение.
Как показали результаты моделирования комплексной системы управления КСУ-941, использующей в продольном канале статический автомат продольного управления, применение заявляемого технического решения обеспечивает устойчивость самолета по скорости во всем диапазоне маневрирования независимо от величины разбалансировки, вызываемой изменением веса и центровки самолета. Отметим, что данная система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета структурно универсальна и может быть применена на любых типах маневренных самолетов. Из вышеизложенного следует, что предлагаемая система реализуема и применима, в частности, для высокоманевренного самолета МИГ-29КУБ.