Устройство оценки производной аэродинамических углов атаки и скольжения летательного аппарата

Устройство оценки производной аэродинамических углов атаки и скольжения летательного аппарата

Реферат

 

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами. Цель изобретения - повышение точности. Устройство оценки содержит десять датчиков параметров полета летательного аппарата 1-10, три синусных функциональный преобразователя 11-13, четыре косинусных функциональных преобразователя 14-17, три делителя 18, 19, 37, одиннадцать умножителей 20-22, 24, 26, 27, 29, 31, 32, 36, 39, два масштабирующих усилителя 28, 38, шесть сумматоров 23, 25, 30, 33-35, с выходов двух из которых 34 и 23 снимают сигналы оценок производных аэродинамических углов атаки и скольжения. Положительный эффект изобретения обуславливается реализацией более точной связи производной аэродинамических углов атаки и скольжения с параметрами полета летательного аппарата, снимаемых с бортовых датчиков 1-10. 1 ил.

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами (ЛА) и может быть использовано при формировании законов управления, обеспечивающих интенсивный пространственный маневр (выход на предельные углы атаки, приведенные к горизонту и т.д.). Известно устройство оценки производной угла атаки летательного аппарата, содержащее датчик угла атаки (флюгерного типа) и линейный фильтр типа реального дифференцирующего звена Недостатком данного устройства является сильная "зашумленность" выходного сигнала , вызванная дифференцированием сигнала датчика угла атаки флюгерного типа, подверженного воздействию турбулизованного обтекающего потока. Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к заявленному устройству является устройство ЛА, включающее датчик нормальной перегрузки, соединенный с первым суммирующим входом первого сумматора, датчик угла крена соединен со входом первого функционального преобразователя, датчик скорости полета через последовательно соединенные второй функциональный преобразователь и первый масштабирующий усилитель соединен с первым входом первого многочисленного элемента, второй вход которого соединен с выходом первого сумматора, датчик угловой скорости тангажа соединен с входом второго сумматора, выход которого является выходом оценки производной угла атаки. Это устройство реализует известное соотношение, где угол атаки; w₂ угловая скорость тангажа; v скорость полета; n_y нормальная перегрузка; g ускорение свободного падения; угол крена. Недостатком устройства прототипа является низкая точность оценки производной угла атаки в процессе интенсивного пространственного маневра, связанного, например, с выходом на большие углы атаки, приведенные к горизонту и т. д. То есть такие маневры, для управления которыми требуется достоверная информация о производной аэродинамических углов атаки и скольжения в течение времени переходного процесса. Целью изобретения является повышение точности устройства. Поставленная цель достигается тем, что в известное устройство оценки производной угла атаки дополнительно введены шесть датчиков параметров полета летательного аппарата, три преобразователя синуса, три преобразователя косинуса, четыре сумматора, два делителя, десять умножителей и второй масштабирующий усилитель, датчик угла атаки через первый преобразователь синуса соединен со вторым входом десятого умножителя и с первым входом четвертого умножителя, выход которого соединен с первым входом третьего сумматора, выход которого соединен с первым входом пятого умножителя, выход которого соединен с вторым инверсным входом шестого сумматора, выход которого соединен с вторым входом третьего умножителя, выход которого соединен с вторым инверсным входом второго сумматора, датчик входом второго сумматора, датчик угла атаки соединен также через второй преобразователя косинуса с вторым входом одиннадцатого умножителя и с первым входом второго умножителя, выход которого через второй делитель соединен с первым входом третьего умножителя, датчик угла скольжения через третий преобразователь косинуса соединен с первым входом шестого умножителя и с вторым входом второго умножителя, датчик угла скольжения соединен также через третий преобразователь синуса, со вторым входом пятого умножителя, датчик угла тангажа через четвертый преобразователь косинуса соединен с вторым входом девятого умножителя и первым входом восьмого умножителя, выход которого соединен с вторым инверсным входом первого сумматора, датчик угла крена через второй преобразователь синуса соединен с первым входом девятого умножителя, выход которого соединен с вторым входом пятого сумматора, выход которого соединен с вторым входом седьмого умножителя, выход которого соединен с первым входом четвертого сумматора, выход которого соединен с вторым входом четвертого умножителя и является вторым выходом по сигналу оценки производной угла скольжения устройства, выход первого скольжения устройства, выход первого преобразователя косинуса соединен с вторым восьмого умножителя, выход первого умножителя соединен с первым входом шестого сумматора, датчик угловой скорости крена соединен с вторым инверсным входом третьего сумматора и первым входом десятого умножителя, выход которого соединен со вторым входом четвертого сумматора, датчик угловой скорости рыскания соединен с первым входом одиннадцатого умножителя, выход которого соединен с третьим входом четвертого сумматора, датчик боковой перегрузки соединен с первым входом пятого сумматора, датчик скорости полета соединен с вторым входом шестого умножителя, выход которого через последовательно соединенные третий делитель и второй масштабирующий усилитель соединен с первым входом седьмого умножителя. Проведенный заявителем поиск по научно-техническим и патентным источникам информации и выбранный из перечня аналогов прототип позволили выявить отличительные признаки в заявленном техническом решении, следовательно заявленное устройство удовлетворяет критерию изобретения "новизна", а проведенный заявителем дополнительный поиск известных технических решений с целью обнаружения в них признаков, сходных с признаками отличительной части формулы заявленного технического решения, и сравнения свойства заявленного и известных технических решений, обусловленных наличием в них указанных признаков, показал, что, во-первых, не все-признаки отличительной части формулы найдены в известных технических решениях, во-вторых, сопоставительный анализ свойств, обусловленных наличием некоторых отличительных признаков в известных решениях и в заявленном решении, показал, что у заявленного решения проявляются свойства, не совпадающие со свойствами, проявляемыми указанными признаками в известных технических решениях, чем обусловливается достижение заявленного положительного эффекта, следовательно заявленное техническое решение удовлетворяет критерию изобретения "существенные отличия". На чертеже представлена функциональная схема устройства. Устройство состоит из следующих основных элементов: датчика 1 угла атаки, датчик 2 угла скольжения, датчик 3 угла тангажа, датчик 4 угла крена, датчик 5 угловой скорости крена, датчик 6 угловой скорости рыскания, датчик 7 угловой скорости тангажа, датчик 8 нормальной перегрузки, датчик 10 скорости полета, первый 11, второй 12, третий 13 преобразователи синуса, второй 14, третий 15, четвертый 16, первый 17 преобразователи косинуса, первый 18, второй 19 делители, второй 20, четвертый 21, третий 22 умножители, четвертый сумматор 23, восьмой умножитель 24, первый сумматор 25, первый умножитель 26, девятый умножитель 27, первый масштабирующий усилитель 28, десятый умножитель 29, третий сумматор 30, пятый умножитель 31, одиннадцатый умножитель 32, шестой сумматор 33, второй сумматор 34, пятый сумматор 35, шестой умножитель 36, третий делитель 37, второй масштабирующий усилитель 38, седьмой умножитель 39. Преобразователи 11-17 реализованы на стандартных элементах полупроводниковой техники. В устройстве реализуется зависимость производной аэродинамических углов от параметров движения ЛА, информация о которых обеспечивается штатными бортовыми датчиками угловых скоростей w_x, _y, _z, перегрузок n_x, n_y, n_z, углов тангажа и крена , путевой скорости v. Как уже отмечалось выше предложенное устройство предназначено для получения достоверной информации от в системе управления, обеспечивающей высокое качество интенсивного маневрирования (например, ограничения углов атаки и скольжения, приведение к горизонту и т. д. ). Поэтому при выводе требуемых зависимостей предполагались выполненными следующие условия: среднее время процесса интенсивного маневрирования ЛА меньше времени переходного процесса изменения скорости полета; масса m ЛА и модуль вектора путевой скорости за указанное время практически остаются неизменными; акселерометры установлены вблизи центра масса ЛА и ориентированы по строительным осям, совпадающим с главными осями эллипсоида инерции ЛА; влиянием кривизны и вращения земли пренебрегаем. При указанных допущениях уравнения движения центра масс ЛА в инерциальной (земной в рассматриваемом случае) системе координат имеют следующий вид: где полная производная вектора в земной системе координат; вектор активных сил, действующих на ЛА (аэродинамические силы и сила тяги); вектор силы тяжести. Как известно в связанной с ЛА системе координат, по осям которой ориентированы бортовые датчики, полная производная скорости имеет вид где полная производная вектора в связанной системе координат; векторное произведение вектора угловой скорости ЛА и вектора путевой скорости в проекциях на оси связанной системы координат. Раскроем координаты вектором, входящих в выражения (2), (3) где x, y, z символы проекций на оси связанной системы координат; ( )^т транспонированный вектор; n_x, n_y, n_z проекция вектора перегрузки; вектор ускорения свободного падения; v,G,g модули вектора . Проектируя векторное уравнение (2) на оси v и z связанной системы координат, с учетом выражений (3), (4), и преобразуя их к виду явной зависимости производных , получим (считая, что углы изменяются в градусах) Заявляемое устройство работает следующим образом. После взлета ЛА с бортовых датчиков (блоки 1-10) начинает поступать информация на устройство оценки производной аэродинамических углов атаки и скольжения. Эта информация в соответствии с выражением (5) и структурной схемой устройства обрабатывается блоками функциональных преобразователей и после арифметических операций, обеспечиваемых остальными блоками устройства в соответствии с выражением (5) поступает на выходы оценки производной углов атаки и скольжения. Использование устройства позволяет обеспечить достижение следующих технико-экономических преимуществ: обеспечить резкое снижение помех в сигналах (за счет отсутствия операций дифференцирования), повысить точность оценки производной аэродинамических углов атаки и скольжения в сложных пространственных маневрах ЛА (за счет более полного учета уравнений движения ЛА) и, тем самым, существенно расширить область применения устройств оценки производных, например, в системах ограничения предельных режимов полета.

Формула изобретения

Устройство оценки производной аэродинамических углов атаки и скольжения летательного аппарата, содержащее последовательно соединенные датчик нормальной перегрузки, первый сумматор и первый умножитель, последовательно соединенные датчик угла крена и первый преобразователь косинуса, последовательно соединенные датчик угловой скорости тангажа и второй сумматор, выход которого является первым выходом устройства оценки производной аэродинамических углов атаки и скольжения летательного аппарата, последовательно соединенные датчик скорости полета, первый делитель и первый масштабирующий усилитель, выход которого соединен с вторым входом первого умножителя, отличающееся тем, что, с целью повышения точности, в него дополнительно введены последовательно соединенные датчик угла атаки, второй преобразователь косинуса, второй умножитель, второй делитель и третий умножитель, выход которого соединен с вторым инверсным входом второго сумматора, последовательно соединенные первый преобразователь синуса, вход которого соединен с выходом датчика угла атаки, четвертый умножитель, третий сумматор и пятый умножитель, последовательно соединенные датчик угла скольжения, третий преобразователь косинуса, шестой умножитель, третий делитель, второй масштабирующий усилитель, седьмой умножитель и четвертый сумматор, выход которого соединен с вторым входом четвертого умножителя и является вторым выходом устройства оценки производной аэродинамических углов атаки и скольжения летательного аппарата, последовательно соединенные датчик боковой перегрузки и пятый сумматор, выход которого соединен с вторым входом седьмого умножителя, последовательно соединенные датчик угла тангажа, четвертый преобразователь косинуса и восьмой умножитель, второй вход которого соединен с выходом первого преобразователя косинуса, а выход соединен с вторым инверсным входом первого сумматора, последовательно соединенные второй преобразователь синуса, вход которого соединен с выходом датчика угла крена, и девятый умножитель, второй вход которого соединен с выходом четвертого преобразователя косинуса, а выход с вторым входом пятого сумматора, последовательно соединенные датчик угловой скорости крена и десятый умножитель, второй вход которого соединен с выходом первого преобразователя синуса, а выход с вторым входом четвертого сумматора, последовательно соединенные датчик угловой скорости и одиннадцатый умножитель, второй вход которого соединен с выходом второго преобразователя косинуса, а выход соединен с третьим входом четвертого сумматора, третий преобразователь синуса, вход которого соединен с выходом датчика угла скольжения, а выход с вторым входом пятого умножителя, шестой сумматор, первый вход которого соединен с выходом первого умножителя, второй инверсный вход соединен с выходом пятого умножителя, а выход с вторым входом третьего умножителя, выход датчика угловой скорости крена соединен с вторым инверсным входом третьего сумматора, выход третьего преобразователя косинуса соединен с вторым входом второго умножителя, второй вход шестого умножителя соединен с выходом датчика скорости полета.

РИСУНКИ

Рисунок 1

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 03.06.1994

Номер и год публикации бюллетеня: 29-2001

Извещение опубликовано: 20.10.2001