Система управления углом наклона траектории самолета в продольной плоскости в режиме взлета

Система управления углом наклона траектории самолета в продольной плоскости в режиме взлета

Иллюстрации

Показать все

Реферат

 

Изобретение относится к системам управления в продольной плоскости и может найти применение в канале руля высоты для управления углом наклона траектории в условии измерения скорости, например в режиме взлета. Целью изобретения является повышение точности при обеспечении заданного изменения скорости. Указанная цель достигается за счет того, что в систему управления углом наклона траектории самолета в продольной плоскости, содержащую последовательно соединенные датчик угла тангажа, первый сумматор, блок формирования сигнала управления углом наклона траектории и рулевой тракт, а также задатчик угла тангажа, выход которого соединен с вторым входом первого сумматора, введены последовательно соединенные датчик текущей скорости полета, первый ключ, первое запоминающее устройство, второй сумматор , второй ключ, второе запоминающее устройство, выход которого связан с третьим входом второго сумматора, инвертор, вход которого связан с выходом датчика текущей скорости, а выход - с вторым входом второго сумматора, датчик обжатия передней стойки шасси, выход которого связан с управляющим входом первого сопла, а также датчик поражения закрылков, выход которого связан с управляющим входом второго ключа. 1 ил. сл

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУБЛИК (я)л В 64 С 13/00

ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОЕ

ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21) 4824273/22 (22) 07.05.90 (46) 07.12.92. Бюл. hh 45 (71) Московский институт электромеханики и автоматики (72) M.Ä.Êðåëüáåðã, Р.Н,Ивашинников и

В.А.Гофштейн (56) Склянский Ф.И. Динамика полета и управляемость тяжелых реактивных самолетов. М.: Машиностроение, 1976, (54) СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ УГЛОМ НАКЛОНА ТРАЕКТОРИИ САМОЛЕТА 8 ПРОДОЛЬКОЙ ПЛОСКОСТИ Б РЕЖИМЕ .ВЗЛ ЕТА (57) Изобретение относится к системам управления в продольной плоскости и может найти применение в канале руля высоты для управления углом наклона траектории в условии измерения скорости, например в режиме взлета. Целью изобретения является повышение точности при обеспечении заданного изменения скорости. Указанная

Изобретение относится к системам управления в продольной плоскости и может найти применение в канале руля высоты для управления углом наклона траектории в условиях изменения скорости, например на этапе "взлет".

Известна система управления углом наклона траектории в условиях изменения скорости.

Указанная системз управления содержит датчики угла тангажа и атаки и сумма,, Я2„„1779638 Al цель достигается за счет того, что в систему управления углом наклона траектории самолета в продольной плоскости, содержащую последовательно соединенные датчик угла тангажа, первый сумматор, блок формирования сигнала управления углом наклона траектории и рулевой тракт, а также задатчик угла тангажа, выход которого соединен с вторым входом первого сумматора, введены последовательно соединенные датчик текущей скорости полета, первый ключ, первое запоминающее устройство, второй сумматор, второй ключ, DTOpOc запоминающее устройство, выход которого связан с третьим входом второго сумл1атора, инвертор, вход которого связан с выходом датчика текущей скорости, з выход — с вторым входом второго сумматора, датчик обжатия передней стойки шасси, выход которого связан с управляющим входом первого сопла, а также датчик поражения закрылков, выход которого связан с управляющим входом второго ключа. 1 ил. тор, в котором вычисляют их разность, а также присоединяемые к выходу сумматора последовательно соединенные ручку управления и рулевой агрегат. Такие системы управления чувствительны к ошибкам датчика угла атаки, сигнал с выхода которого необходимо фильтровать, чтобы использовать только низкочастотную составляющую это-. го сигнала, Фильтрация этого сигнала вносит запаздывание в определен ие угла атаки и снижает точность стабилизации угла наклона траектории.

1779638

30 первого сумматора 2

Из известных систем автоматического управления в продольном канале наиболее близкой по технической сущности явллется система управленил углом наклона траектории в продольной плоскости на режиме ,взлет. Эта система содержит последовательно соединенные датчик угла танга>ка, сумматор, блок формирования сигнала управления углом наклона траектории и рулевой агрегат, а также задатчик постоянного угла тангажа, присоединенный к второму входу сумматора. Б сумматоре вычисляется разность между текущим и заданным посталнным углом тангажа и летчик изменяет сигнал в блоке формирования сигнала управления угла наклона траектории и через рулевой агрегат перемещает руль высоты на угол, пропорциональный этой разности. Так как весь этап взлета происходит при непременном увеличении скорости, то при стабилизации заданного постоянного угла танга>ка угол наклона траектории будет. увеличиватьсл..Увеличение угла наклона траектории в свою очередь замедллет темп увеличения скорости, чта при ограниченных запасах тяги может привести к тому, что самолет не достигает заданного значения скорости.

Цель изобретения — повышение точности при обеспечении заданного изменения скорости.

Длл достижения цели в известную систему управления, содержащую последовательно соединенные датчик угла тангажа, сумматор, блок формирования сигнала управления углом наклона траектории и рулевой агрегат, а также задатчик пасталннаго угла тангажа, присоединенный к второму входу сумматора, вводятся последовательно соединенные датчик текущей скорости, первый ключ, первое запоминающее устройство, второй сумматор, второй ключ, второе запоминающее устройство, выход которого связан с третьим входом второго сумматора, инвертар, вход которого связан с выходом датчика текущей скорости, а выход — с вторым входом второго сумматора, датчик обжатил передней стойки шасси, выход которого связан с управляющим входом первого ключа, датчик положения эакрылков; выход которого связан с управляющим входом второго ключа.

На чертеже представлена блок-схема предлагаемой системы управления углом наклона траектории самолета в продольной плоскости в режиме взлета, где 1 — датчик угла тангажа, 2 — первый сумматор, 3 — блок формирования сигнала управления углом наклона траектории, 4 — рулевой агрегат, 5 — эадатчик угла тангажа, 6 — датчик текущей скорости, 7 — первый ключ, 8 — первое запоминающее устройство, 9 — второй сумматор, 10 — второй ключ, 11 — второе запоминающее устройство, 12 — инвертор, 13 — датчик обжатил передней стойки, 14 — датчик положения закрылков.

Система содержит датчик 1 угла тангажа, соединенный с первым входом первого сумматора 2 и эадатчик 5 угла тангажа, присоединенный к второму входу первого сумматора, выход которого через блок 3 формирования сигнала управления и углом наклона траектории соединен с рулевым агрегатом 4, а также датчик 6 текущей скорости полета, присоединенный через последовательно соединенные первый ключ 7, выполненный, например, как триггер, управляющий вход которого соединен с выходом датчика 13 обжатия передней стойки, выполненным, например, как контактная группа, и первое запоминающее устройство, выполненное, например, как апериадическое звено с малой (Т = 0,5 с) постоянной времени, к первому входу второго сумматора 9, второй вход которого через вентилятор 12 присоединен к выходу датчика 6 текущей скорости полета, а выход через второй ключ 10, управляющий вход которого присоединен к выходу датчика 14 положения эакрылков, присоединен к входу второго запоминающего устройства 11, выход которого присоединен к третьему входу

Система работает следующим образом.

В процессе выполнения директарного взлета летчик должен управлять самолетом таким образом, чтобы удовлетворить одновременно 2 условиям

V Ч»д jf ф1П ю (1) где Ч, Ч»д — текущее и заданное значения скорости полета соответственно; д, гфй - текущее и минимально допустимое значение градиента скороподъемности соответственно.

Выполнение этих двух условий означает, что летчик должен выдерживать заданный угол наклона траектории, Б случае использования в качестве датчика первичной информации угла тангажа это означает, что в,працессе увеличения скорости угол тангажа необходимо уменьшать.

В процессе выполнения режима.,вэлет сигнала с датчика 1 угла тангажа поступает на первый вход nepeoro сумматора 2, на второй вход которого поступает сигнал с выхода эадатчика 5 угла тангажа, величина которого пропорциональна наперед рассчитанному значению угла тангажа для скоро1779638

45 сти Ч л поднятия передней стойки Vï.cT., исходя из условия выполняемого неравенства (1), В процессе разбега по ВПП сигнал на выходе датчика 6 текущей скорости увеличивается, Этот сигнал, проходя через замкнутые контакты первого ключа 7, которые размыкаются при поступлении сигнала на управляющий вход этого устройства с выхода датчика 13 обжатия передней стойки при подъеме передней стойки, поступают непрерывно через первое запоминающее устройство 8 на первый вход второго сумматора 9, на второй вход которого поступает сигнал с выхода датчика 6 через инвертор 12, в результате на выходе сумматора 9 сигнал равен нулю и этот же сигнал пРиходит через замкнутые контакты второго ключа 10 и второе запоминающее устройство 11 на третий вход первого сумматора 2.

При достижении скорости Vn.cx. датчик изменяет сигнал в блоке 3 формирования сигнала управления углом наклона траектории и через рулевой агрегат 4 перемещает руль высоты до тех пор, пока сигнал на выходе сумматора 2 не станет равным нулю.

После поднятия передней стойки на управляющий вход первого ключа 7 поступает сигнал с выхода датчика 13 обжатия передней стойки и в первом запоминающем устройстве 8 запоминается значение скорости Ч = Vn.cT., а на выходе второго сумматора 9 в процесседальнейшегоувеличения скорости образуется уменьшающийся сигнал Чл.cT. — V. Этот сигнал через второй ключ 10 и второе запоминающее устройство

10 поступает без изменения на третий вход первого сумматора 2. Под действием этого сигнала уменьшается сигнал на выходе первого сумматора 2. В результате датчик, обрабатывая это уменьшающееся по мере увеличения скорости управляющее воздействие, уменьшает угол тангажа самолета.

Тем самым обеспечивается постоянство угла наклона траектории для обеспечения требуемого увеличения скорости. В процессе увеличения скорости полета происходит уборка закрылков и при уборке их до нуля с выхода датчика 14 уборки закрылков на управляющий вход второго ключа 10 поступает сигнал и в результате на выходе второго запоминающего устройства 11 запоминается сигнал, равный его значению в момент уборки закрылков в положение нуль. В результате сигнал на выходе сумматора 2 становится постоянным в процессе дальнейшего увеличения скорости и тем самым ограничивается увеличение скорости.

Проведенные исследования показали, что предлагаемая система по сравнению с прототипом, который является базовой моделью, обеспечивает точность выдерживания угла наклона траектории с точностью не хуже +0,5, что обеспечивает требуемый разгон самолета в режиме взлет, Формула изобретения

Система управления углом наклона траектории самолета в продольной плоскости в режиме взлета, содержащая последовательно соединенные датчик угла тангажа, первый сумматор, блок формирования сигнала управления углом наклона траектории и рулевой агрегат, а также задатчик угла тангажа, выход которого соединен с вторым входом первого сумматора, отличающаяся тем, что, с целью повышения точности при обеспечении заданного изменения скорости, в,нее введены последовательно соединенные датчик текущей скорости полета, первый ключ. первое запоминающее устройство, второй сумматор, второй ключ, второе запоминающее устройс; во, выход которого связан с третьим входом второго сумматора, инвертор, вход которого связан с выходом датчика текущей скорости, а выход с вторым входом второго сумматора, датчик обжатия передней стойки шасси, выход которого связан с управляющим входом первого ключа, датчик положения эакрылков, выход которого связан с управляющим входом второго ключа.

1779638

Редактор

Заказ 4414 Тираж Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035, Москва, Ж 35, Раушская наб„4/5

Производственно-издательский комбинат "Патент", г. Ужгород, ул.Гагарина, 101

pic

Составитель Н, Морозова

Техред M,Ìîðãåíòàë Корректор A. Мотыль