Устройство для управления скоростью полета летательного аппарата

Устройство для управления скоростью полета летательного аппарата

Реферат

 

Изобретение относится к авиастроению, в частности к системам автоматического управления л. а. Цель изобретения повышение качества переходных процессов регулирования скорости полета самолета посредством управления тягой двигателя. Для этого в устройство введены: второй сумматор, последовательно соединенные третий сумматор и четвертый усилитель, первый блок умножения, пятый усилитель и четвертый сумматор, а также датчик угла атаки и блок вычисления аэродинамического сопротивления самолета. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиастроению, в частности к системам автоматического управления летательных аппаратов (ЛА). Целью изобретения является повышение качества переходных процессов регулирования скорости полета самолета посредством управления тягой двигателя. Указанная цель достигается тем, что в известное устройство для управления скоростью полета ЛА введен второй сумматор, первый вход которого соединен с выходом второго усилителя, а вход с входом фильтра низких частот, последовательно соединенные третий сумматор и генератор и четвертый усилитель, выход которого соединен с вторым входом второго сумматора, первый и второй вход третьего сумматора соединены соответственно с выходами датчиков продольной перегрузки и угла тангажа, первый блок умножения, пятый усилитель и четвертый сумматор, вход которого связан с выходом фильтра низких частот, последовательно соединенные датчик угла атаки, выход которого связан со вторым входом первого блока умножения и блок вычисления аэродинамического сопротивления самолета, выход которого связан с третьим входом пятого сумматора, датчики скоростного напора и положения стабилизатора, выход которых связан со вторым, третьим и четвертым входами блока вычисления аэродинамического сопротивления самолета, первый и второй блоки формирования передаточных коэффициентов, датчики температуры и давления заторможенного потока воздуха, установленные на входе в двигатель, выходы которых соединены соответственно с первым и вторым входами первого и второго блоков формирования передаточных чисел, последовательно соединенный пятый сумматор и второй блок умножения, второй вход которого связан с выходом второго блока формирования передаточных коэффициентов, а выход со входом сервопривода органов управления, первый, второй и третий масштабирующие блоки, входы которых связаны соответственно с выходом фильтра низких частот, квадратора и четвертого сумматора, а выходы соответственно с первым, вторым и третьим входами сумматора, четвертый и пятый входы которого связаны соответственно с выходами интегратора и первого блока формирования передаточных коэффициентов. На фиг. 1 представлена функциональная схема прототипа системы управления скоростью полета ЛА. На фиг. 2 представлена функциональная схема предлагаемого устройства управления скоростью полета ЛА. На фиг. 3 представлена функциональная схема блока вычисления аэродинамического сопротивления, на фиг. 4, 5 схемы первого и второго формирователей передаточных чисел сигнала заданного положения РУД. Устройство управления скоростью ЛА (фиг. 2) состоит из датчика воздушной скорости 1, формирователя заданной скорости 2, датчика продольной перегрузки 3, датчика угла тангажа 4, датчика нормальной перегрузки 15, датчика угла атаки 16, датчика скоростного напора 17, датчика числа М 18, датчика положения стабилизатора 19, датчика температуры Т_в 20, датчика давления Р_в 21, первого сумматора 5, первый вход которого инверсный и соединен с датчиком воздушной скорости 1, а второй с формирователем заданной скорости 2, четвертого сумматора 22, первый вход которого является инверсным и соединен с датчиком продольной перегрузки 3, а второй с датчиком угла тангажа 4, первого умножителя 23, на входы 1, 2 которого поступают сигналы с датчиков нормальной перегрузки 15 и угла атаки 16, блока вычисления аэродинамического сопротивления 26, функциональная схема которого раскрыта на фиг. 3, принимающего сигналы на входы 1, 2, 3, 4 соответственно с датчиков угла атаки 16, скоростного напора 17, числа М 18, положения стабилизатора 19, первого 6 и второго 7 усилителей, связанных своими входами с выходом первого сумматора 5, третьего 8, четвертого 24 и пятого 25 усилителей, на входы которых соответственно подаются сигналы с датчика продольной перегрузки 3, четвертого сумматора 22, первого умножителя 23, интегратора 10, связанного с выходом первого усилителя 6, второго и пятого сумматора 27 и 28, входы которых соответственно 1, 2 и 1, 2, 3 подключены к выходам второго усилителя 7, четвертого усилителя 24, пятого усилителя 25, третьего усилителя 8 и блока вычисления аэродинамического сопротивления 26, фильтра низких частот 12, соединенных своим входом с выходом второго сумматора 27, квадратора 29, принимающего сигнал с выхода фильтра низких частот, трех блоков масштабирования 30, 31, 32, соединенных соответственно с выходами фильтра низких частот 12, квадратора 29, пятого сумматора 28, первого и второго формирователей передаточных чисел 33, 34, соединенных своими входами с датчиками Т_в 20 и Р_в 21, причем эти формирователи имеют самостоятельные схемы, представленные на фиг. 4, 5 соответственно, третьего сумматора 35, соединенного входом 1 с выходом интегратора 10, входами 2, 3, 4 с выходами первого 30, второго 31 и третьего 32 блоков масштабирования, входом 5 с выходом первого блока формирователя передаточных чисел 33, второго умножителя 36, на входы 1, 2 принимающего сигналы с третьего сумматора 35 и второго блока формирователя передаточных чисел 34, а выход подключен к сервоприводу 14. Блок вычисления аэродинамического сопротивления 26 (фиг. 3) включает в себя: квадраторы 37, 49, задатчики составляющих коэффициента подъемной силы самолета 38, 43, сумматоры 44, 45, 48, 53, умножители 46, 49, 54, датчики коэффициентов лобового сопротивления 51,52, масштабирующие блоки 30, 40, 41, 42, 50. В блоке вычисления аэродинамического сопротивления первый квадратор 37 принимает сигнал с датчика числа М, а выходом соединен со входом второго 40 и третьего 41 масштабирующих блоков, входы первого и четвертого 42 масштабирующих блоков подключены к датчику числа М, первый и второй сумматоры 44, 45 своими входами 1, 2, 3 и 1, 2, 3 соответственно соединены с выходами первого задатчиков 38, первого 39, второго 40 масштабирующих блоков и тpетьего 41, четвертого 42 масштабирующих блоков, второго задатчика 43, первый умножитель 46 входами 1, 2 подключен соответственно к датчику угла атаки 16 и первому сумматору 44, второй умножитель 47 на выходы 1, 2 принимают сигналы соответственно со второго сумматора 45 и датчика положения стабилизатора 19, третий сумматор 48 соединен с умножителями 46, 47, выход которого подключен ко второму квадратору 49, четвертый сумматор 53 на вход 1 принимает сигнал с квадратора 49, предварительно отмасштабированный в пятом блоке 50, а на вход 2 сигнал с третьего задатчика 51, третий умножитель 54 принимает сигналы с четвертого сумматора 53, четвертого задатчика 52, датчика скорости напора 17, выход третьего умножителя является выходом блока. Первый формирователь передаточных чисел сигнала заданного положения РУД 33 (фиг. 4) включает в себя три задатчика коэффициентов полиномов, аппроксимирующих зависимость сигнала от Т_в 55, 57, 59, три масштабирующих блока 56, 58, 60, соединенных своими входами с датчиком Т_в 20, первый, второй и третий сумматоры 61, 62, 63 своими входами 1, 2 соединены соответственно с выходами первых задатчиков 55 и масштабирующего блока 56, вторых задатчиков 57 и масштабирующего блока 58, третьих задатчиков 59 и масштабирующего блока 60, квадратор 64, принимающий сигнал с датчика давления Р_в 21, первый умножитель 65, входами 1, 2 подключенный соответственно ко второму сумматору 62 и датчику Р_в 21, второй умножитель 66, входы которого 1, 2 соединены с третьим сумматором 63 и выходом квадратора 64, четвертый сумматор 67, выход которого является выходом блока, а входы 1, 2, 3 соединены соответственно с выходами первого сумматора 61, при первом умножителе 65 и второго умножителя 66. Второй формирователь передаточных чисел сигнала заданного положения РУД 34 (фиг. 5) состоит из трех задатчиков коэффициентов полиномов, аппроксимирующих зависимость сигнала от Т_в 68, 70, 72, трех масштабирующих блоков 69, 71, 73, масштабирующих сигналы с датчика Тв, первого 74, второго 75, третьего 76 сумматоров, своими входами 1, 2 с соответствующими задатчиками и масштабирующими блоками 68, 69, 71, 71 и 72, 73, квадратора 77, связанного с датчиком давления Р_в 21, первого умножителя 78,на входы 1, 2 принимающего сигналы соответственно с второго сумматора 75 и датчика Р_в 21, второго умножителя 79, своими входами 1, 2 подключенного к третьему сумматору 76 и квадратору 77, четвертого сумматора 80, входы которого 1, 2, 3 соединены соответственно с первым сумматором 74, первым 78 и четвертым 79 умножителем, а выход является выходом блока. Структура вновь введенных блоков аналогична блокам прототипа, выполненных в виде операционных усилителей. Устройство работает следующим образом. Датчики информации принимают сигналы воздушной скорости V угла тангажа U нормальной n_y и продольной n_x перегрузок, угла атаки скоростью напора q числа М, положения стабилизатора _ст, температуры и давления заторможенного потока воздуха на входе в двигатель Т_в^*, Р_в^* и после предварительной обработки (усиление, фильтрация, кодирование) с помощью этих сигналов реализуется следующий алгоритм: =K₃(K_nxnx+K^*nY_{)+X R Kv V + Kax (V nx) Uруд=+K1R+K2R²+Kvdt руд K5 (K4 + Uруд), где V V3 V рассогласование заданной и текущей скоростей полета, руд сигнал заданного положения РУД; К1, К2, К3, КV, Kax, Kx постоянные коэффициенты; Х аэродинамическое сопротивление самолета; X X(q, M, ст) Коэффициенты К и К являются функциями Тв, Рв и имеют следующие аналитические описания: К4 а6^* + а1^*Рв^* а2^*Р^*2 (6) К5 b6^* + b1^*Pb^* + b2^*Pb^*2, (7) где а6^* ао + а1Т6^* (8) а1^* а2 + а3Тb^* (9) а2^* а4 + а5Тb^* (10) bo^* bo + b1Tb^* (11) b1^* b2 + b3Tb^* (12) b2^* b4 + b5Tb^* (13) Аэродинамическое сопротивление реализуется по известному выражению: X Cxq ^. Kx (14) где Kx S площадь крыла, Сх Схо + AC²y (15) Cy Cy + Cy (16) Cy Kxo + Kx1M + Kx2M² (17) Cy Kx3 + Kx4M + Kx5М² (18) Алгоритм устройства управления скоростью полета (2)-(18) имеет структуру, в основе которой лежит использование математической модели "самолет-СУ". Первый сумматор 5, на вход которого подаются сигналы V и V3формирует сигнал V. Четвертый сумматор 22 принимает сигналы тангажа V и продольной перегрузки nx и формирует сигнал (V nx). На входы 1, 2 первого умножителя подаются сигналы нормальной перегрузки ny и угла атаки Сигналы V, nx, (V nx) и произведение ny^. формируемое в первом умножителе 23, поступают на входы пяти усилителей 6, 7, 8, 24, 25. Выходы второго и четвертого усилителей 7, 24 соединены с вторым сумматором 27, в котором реализуется сигнал (3). Выход первого усилителя 6 подключен к интегратору 10, в котором осуществляется интегрирование вида Кv Vdt. На входы 1, 2, 3, 4 блока вычисления аэродинамического сопротивления самолета 26 с датчиков информации подаются сигналы q, M,ст, где (см. фиг. 3) сигнал, пропорциональной числу М, подается на первый интегратор 37 и входы первого 39 и четвертого масштабирующих блоков. Сигнал с выхода квадратора 37, равный М², подается на входы второго 40 и третьего 41 масштабирующих блоков. Первый и второй сумматоры 44, 45, своими входами подключенные соответственно к задатчику 38, масштабирующим блоком 39, 40 и задатчику 43, масштабирующим блокам 41, 42 реализуют коэффициенты Cy(17) и Cy (18). Умножение этих коэффициентов соответственно на и ст осуществляется с помощью первого 46 и второго 47 умножителей, выходы которых подключены к третьему сумматору 48, где осуществляется реализация Cy (16). Возведение в квадрат Сy осуществляется на втором квадраторе 49, сигнал которого проходит через пятый масштабирующий блок 50 и поступает на четвертый сумматор 53, где реализуется выражение для Сх (15). Реализация аэродинамического сопротивления Х осуществляется на третьем умножителе 54, на входы которого 1, 2, 3 подаются сигналы Сх, Кх, g. Выход блока вычисления аэродинамического сопротивления самолета подключен к третьему входу пятого сумматора 28, входы 28-1, 28-2 принимают сигналы К^*.ny^. и Кnx^.nx соответственно с выходов усилителей 25 и 8. В результате чего на выходе пятого сумматора 28 будет сигнал, пропорциональный R (2). Выходной сигнал второго сумматора 27 R проходит через фильтр низких частот, где реализуется передаточная функция 1/(ТФР+1), поступает на первый масштабирующий блок 30 и квадратор 29, с выхода которого сигнал R² поступает на второй масштабирующий блок 31, где реализуются сигналы K1 R и K2 R². На выходе третьего масштабирующего блока формируется сигнал . Первый и второй блоки формирования передаточных чисел 33, 34 принимают сигналы с датчиков Тв и Тв и реализуют переменные коэффициенты К4, К5. Сигналы К1 R1K2 R² , K4, KVdt складываются в третьем сумматоре 35, образуя сигнал (К4 + Uруд), который поступает на вход второго умножителя 36, где умножается на коэффициент К5. Выходной сигнал второго умножителя подается на сервопривод, отклоняющий пропорционально этому сигналу РУД. Коэффициент К4 реализован следующим образом (фиг. 4). Сигнал с датчика Тв поступает на входы первого 56, второго 58 и третьего 60 масштабирующих блоков, где реализуются сигналы а, Тb^*, a3Tb^*, a5Tb^* на задатчиках 55, 57, 59 формируются соответственно коэффициенты ао, а2, а4. Эти сигналы поступают на соответствующие сумматоры: первый 61, второй 62, третий 63, в которых формируются коэффициенты а^*о, а1^*, а2^* в соответствии с формулами (8), (9), (10). В квадраторе 54 реализуется сигнал Рв, который поступает на второй умножитель 66. В первом 65 и втором 66 умножителях реализуются соответственно сигналы а1^*, Pb^**, a2Pb^*2, которые совместно с сигналом ао (выход 61 сумматора) поступают на четвертый сумматор 67, где формируется значение К4 (6). Второй блок формирования передаточных чисел 34 (фиг. 5) построен по схеме, аналогичной первому блоку формирования передаточных чисел и реализует коэффициент К5 (7).}

Формула изобретения

1. УСТРОЙСТВО ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ СКОРОСТЬЮ ПОЛЕТА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащее датчик воздушной скорости, задатчик скорости полета, датчик продольной перегрузки, датчик угла тангажа, первый сумматор, первый и второй входы которого соединены с выходами датчика воздушной скорости и формирователя заданной скорости полета, первый и второй усилители, входы которых связаны с выходами первого сумматора, третий усилитель, вход которого связан с выходом датчика продольной перегрузки, интегратор, вход которого связан с выходом первого усилителя, фильтр низких частот и сервопривод органов управления, отличающееся тем, что, с целью повышения качества переходных процессов регулирования скорости полета, в него введены второй сумматор, первый вход которого соединен с выходом второго усилителя, а вход с входом фильтра низких частот, последовательно соединенные третий сумматор и четвертый усилитель, выход которого соединен с вторым входом второго сумматора, первый и второй входы третьего сумматора соединены соответственно с выходами датчиков продольной перегрузки и углом тангажа, первый блок умножения, пятый усилитель и четвертый сумматор, второй вход которого связан с выходом фильтра низких частот, последовательно соединенные датчик угла атаки, выход которого связан с вторым входом первого блока умножения, и блок вычисления аэродинамического сопротивления самолета, выход которого связан с третьим входом пятого сумматора, датчики скоростного напора и положения стабилизатора, выходы которых связаны с вторым, третьим и четвертым входами блока вычисления аэродинамического сопротивления самолета, первый и второй блоки формирования передаточных коэффициентов, датчики температуры и давления заторможенного потока воздуха, установленные на входе в двигатель, выходы которых соединены соответственно с первыми и вторыми входами первого и второго блоков формирования передаточных чисел, последовательно соединенные пятый сумматор и второй блок умножения, второй вход которого связан с входом второго блока формирования передаточных коэффициентов, а выход с входами сервопривода органов управления, первый, второй и третий масштабирующие блоки, входы которых связаны соответственно с выходом фильтра низких частот, квадратора и четвертого сумматора, а выходы соответственно с первым, вторым и третьим входами пятого сумматора, четвертый и пятый входы которого связаны соответственно с выходами интегратора, и первого блока формирования передаточных коэффициентов. 2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что блок вычисления аэродинамического сопротивления самолета выполнен в виде первого квадратора, первого, второго, третьего и четвертого задатчиков постоянного сигнала, последовательно соединенных первого масштабирующего блока, первого сумматора, первого блока умножения, второго сумматора, второго квадратора, второго масштабирующего блока, третьего сумматора, второй вход которого связан с выходом второго задатчика постоянного сигнала второго блока умножения, второй вход которого связан с выходом третьего задатчика постоянного сигнала, последовательно соединенных третьего масштабирующего блока, выход которого связан с входом первого квадратора, четвертого сумматора, второй вход которого связан с выходом первого задатчика постоянного сигнала и третьего блока умножения, выход которого связан с вторым входом второго сумматора, четвертого масштабирующего блока, вход которого связан с выходом первого квадратора, а выход с вторым входом первого сумматора, третий вход которого связан с выходом четвертого задатчика постоянного сигнала, пятого масштабирующего блока, выход которого связан с третьим входом четвертого сумматора, причем первым, вторым и третьим и четвертым входами блока вычисления аэродинамического сопротивления самолета являются соответственно второй вход первого блока умножения, третий вход второго блока умножения, объединенные входы первого и четвертого масштабирующих блоков и первого квадратора, и второй вход второго блока умножения, а выходом выход второго блока умножения.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5

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

Номер и год публикации бюллетеня: 29-2000

Извещение опубликовано: 20.10.2000