Способ управления траекторией движения летательного аппарата и устройство для его осуществления

Способ управления траекторией движения летательного аппарата и устройство для его осуществления

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к управлению траекторией движения летательных аппаратов и может быть использовано в системах управления полетом дирижаблей, самолетов и вертолетов.

Известен способ управления траекторией движения летательного аппарата, основанный на вводе в его систему управления заданных параметров движения, измерении отклонений текущих параметров движения от заданных значений, формировании по этим отклонениям сигналов управления на исполнительные органы и индикации текущих параметров движения (Ю.П.Гусаков, Г.И.Загайнов. Управление полетом самолетов. М.: Машиностроение, 1991, 216-217 с. - ближайший аналог способа).

Недостатками ближайшего аналога способа является невысокая точность управления, обусловленная заданием не текущих, а конечных параметров движения, отсутствием в законах управления составляющих для ликвидации статистических ошибок, а также ограниченность применения.

Известны устройства управления траекторией движения летательного аппарата на различных ее этапах. В частности, известно устройство управления скоростью полета летательного аппарата в продольной плоскости с помощью автомата тяги путем отклонения рычагов управления двигателей (А.Г.Гамулин. Автоматическая бортовая система управления полетом самолета ТУ-154 (АБСУ-154-2), с.45-47.). В указанном автомате реализован закон управления, в котором сигнал управления пропорционален отклонению текущей скорости полета от заданной скорости. При этом заданная скорость устанавливается летчиком с помощью задатчика или принимается равной текущей скорости в момент включения автомата тяги. Известно также устройство управления высотой полета летательного аппарата в вертикальной плоскости путем отклонения руля высоты и стабилизатора с помощью САУ-204 и САУ-96 (В.Г.Воробьев, С.В.Кузнецов. Автоматическое управление полетом самолетов. М.: Транспорт, 1995 г., с.330-331). В этом устройстве автоматического управления реализован закон управления, в котором сигнал управления состоит из суммы трех составляющих, соответственно пропорциональных вертикальному ускорению, вертикальной перегрузке и отклонению барометрической высоты от такой же заданной высоты. Причем последняя устанавливается летчиком с помощью задатчика.

Известны устройства управления курсом летательного аппарата при его плоском движении и движении с поворотом по углу крена (Ю.П.Гуськов, Г.И.Зюгайнов. Управление полетом самолетов. М.: Машиностроение, 1991, с.207-214), в первом из которых закон управления рулями направления построен из трех составляющих, пропорциональных соответственно отклонению текущего угла куса от заданного угла, поперечной перегрузке и угловой скорости угла курса, а во втором - закон управления элеронами состоит из двух составляющих, пропорциональных угловой скорости крена и отклонению текущего угла крена от заданного значения.

Недостатками упомянутых аналогов устройства являются зависимость точности управления от внешних возмущающих факторов и собственных характеристик устойчивости и управляемости, использование в алгоритмах управления ограниченного числа траекторных параметров, узкая область применения.

Известно устройство управления траекторией движения летательного аппарата, содержащее блок навигационных систем (СНС, ИНС), блок обработки навигационной информации, соединенный с выходами блока навигационных систем, блоки автоматического и ручного управления, блок формирования сигналов управления на исполнительные органы, соединенный с выходами блока обработки навигационной информации и с выходами блоков автоматического (программного) и ручного управлений и блок индикации текущих параметров движения (Патент РФ №2204504, В 64 С 13/16, G 01 С 23/00, 2003 г. - ближайший аналог устройства).

Недостатками ближайшего аналога устройства являются: наличие нескольких этапов полета со своими алгоритмами управления, невысокая точность управления, обусловленная отсутствием в законах управления составляющих, снижающих влияние на точность собственных характеристик устойчивости и управляемости, несовместимость автоматического и ручного режимов полета и сложность управления.

Техническим результатом способа и устройства, на который направлено изобретение, является повышение точности управления траекторией движения летательного аппарата, упрощение процесса управления, повышение надежности аппаратуры и расширение области применения.

Этот результат в способе управления траекторией движения летательного аппарата, основанном на вводе в его систему управления заданных параметров движения, измерении отклонений текущих параметров движения от заданных значений, формировании по этим отклонениям сигналов управления на исполнительные органы и индикации текущих параметров движения, достигается тем, что в систему управления для получения заданной траектории движения вводят по трем каналам управления - продольному, вертикальному и поперечному заданные значения ускорений, скоростей и координат, причем заданные значения скоростей и координат получают соответственно путем интегрирования заданных ускорений и заданных скоростей, определяют суммарные отклонения в виде сумм отклонений текущих ускорений, скоростей и координат от заданных значений и интегральные величины этих суммарных отклонений, сигналы управления формируют из сумм суммарных отклонений и их интегральных величин и производят дополнительную индикацию заданных параметров движения.

Технический результат устройства для управления траекторией движения летательного аппарата, содержащего блок навигационных систем (СНС, ИНС), блок обработки навигационной информации, соединенный с выходами блока навигационных систем, блоки систем автоматического и ручного управления, блок формирования сигналов управления по трем каналам, соединенный с блоком обработки навигационной информации и с блоками систем автоматического (программного) и ручного управления и блок индикации текущих параметров движения, достигается тем, что ПРОДОЛЬНЫЙ И ВЕРТИКАЛЬНЫЙ КАНАЛЫ блока формирования сигналов управления выполнены одинаково и имеют сумматоры для определения заданных суммарных ускорений, сумматоры для определения отклонений текущих ускорений, скоростей и координат от заданных значений, сумматоры для определения суммарных отклонений в виде сумм отклонений текущих ускорений, скоростей и координат от заданных значений, интеграторы для определения заданных скоростей, заданных координат и интегральных величин суммарных отклонений и сумматоры для получения сумм суммарных отклонений и их интегральных величин, совокупность которых обеспечивает аппаратурную реализацию обоих законов управления в виде:

а) для продольного канала:

б) для вертикального канала:

где:

σ_руд, σ_в - сигналы на приводы рычагов управления тягой двигателей и управления вертикальной перегрузкой соответственно продольного и вертикального каналов;

К_ИХ, К_ИY - передаточные коэффициенты по интегральным составляющим сигналов управления соответственно продольного и вертикального каналов;

к_ах, к_vx, к_L; к_ay, к_vу, к_н - передаточные коэффициенты по отклонениям текущих ускорений, скоростей и координат от заданных значений соответственно продольного и вертикального каналов;

а_х, а_хз; а_yg, а_ygз - текущие и заданные значения ускорений соответственно продольного и вертикального каналов;

v_x, v_xз; v_yg, v_ygз - текущие и заданные значения скоростей соответственно продольного и вертикального каналов;

L, L_з; H_g, H_gз - текущие и заданные значения продольной (пройденного расстояния) и вертикальной (высоты) координаты,

(Примечание: а_x, а_хз; v_x, v_хз; L, L_з - проекции текущих и заданных путевых ускорений, скоростей и координат на горизонтальную плоскость), при этом входы сумматоров для определения заданных суммарных ускорений по каналам управления соединены с соответствующими выходами заданных ускорений блоков автоматического (программного) и ручного управления, а выходы упомянутых сумматоров последовательно соединены с входами интеграторов для определения по каналам управления заданных скоростей и заданных координат, одни входы сумматоров для определения по каналам управления отклонений текущих ускорений, скоростей и координат от заданных значений соединены с одноименными выходами текущих параметров блока обработки навигационной информации, а другие входы тех же сумматоров по каналам управления соединены соответственно с выходами сумматоров для определения заданных суммарных ускорений и интеграторов для определения заданных скоростей и заданных координат, сигналы с выходов сумматоров для определения отклонений текущих ускорений, скоростей и координат по каналам управления, умноженные на соответствующие этим отклонениям передаточные коэффициенты, поступают на входы сумматоров для определения по каналам управления суммарных отклонений в виде сумм отклонений текущих ускорений, скоростей и координат, выходы сумматоров для определения суммарных отклонений соединены по каналам управления с входами интеграторов для определения интегральных величин суммарных отклонений, сигналы с выходов этих интеграторов, умноженные на соответствующие этим отклонениям передаточные коэффициенты, и сигналы с выходов сумматоров для определения суммарных отклонений подводят по каналам управления к сумматорам для формирования сигналов управления, которые в виде сумм сигналов суммарных отклонений и их интегральных величин подводят к приводам соответствующих каналов, а ПОПЕРЕЧНЫЙ КАНАЛ блока формирования сигналов управления имеет сумматор и вычислитель для определения заданного суммарного поперечного ускорения соответственно в скоростной и земной системе координат, интеграторы для определения поперечной скорости и поперечной координаты, вычислитель и интегратор для определения соответственно заданной угловой скорости и заданного путевого угла, сумматор для определения заданного суммарного путевого угла, сумматоры для определения отклонений текущих значений поперечного ускорения, поперечной скорости, поперечной координаты и путевого угла от заданных значений, сумматор для определения суммы упомянутых выше отклонений, интегратор для получения интегральной величины этой суммы и сумматор для определения суммы суммарного отклонения и интегральной величины этой суммы, совокупность которых обеспечивает аппаратурную реализацию закона управления по плоскому развороту поперечного канала первого варианта в виде:

где:

σ_н - сигнал управления поперечного канала на привод руля направления (или боковой движитель);

К_ИН - передаточный коэффициент интегральной составляющей сигнала управления;

к_az, к_vz, к_z, к_ϕ - передаточные коэффициенты отклонений текущего поперечного ускорения, поперечной скорости, поперечной координаты и путевого угла от заданных значений соответственно,

a_zg, a_zgз, v_zg, v_zgз, z_g, z_gз - текущее и заданное поперечное ускорение, поперечная скорость и поперечная координата соответственно в земной системе координат;

a_zgз=a_zзcosϕ_з, где a_zз - заданное поперечное ускорение в скоростной системе координат;

ϕ, ϕ_з - текущий и заданный путевой угол; где:

при этом входы сумматора для определения заданного суммарного поперечного ускорения в скоростной системе координат соединены с выходами заданных поперечных ускорений блоков автоматического и ручного управлений, один выход этого сумматора последовательно соединен с входами вычислителя для определения заданного поперечного ускорения в земной системе координат и интеграторов для определения заданной поперечной скорости и поперечной координаты, другой выход упомянутого сумматора последовательно соединен с входами вычислителя для определения заданной угловой скорости путевого угла, интегратора для определения заданного путевого угла и сумматора для определения заданного суммарного путевого угла, причем другой вход вычислителя для определения заданной угловой скорости путевого угла соединен с выходом интегратора для определения заданной продольной скорости в горизонтальной плоскости, а второй вход сумматора для определения заданного суммарного путевого угла соединен с выходом начальной выставки путевого угла ϕ_о блока автоматического управления, а другой выход этого сумматора соединен с другим входом вычислителя для определения заданного поперечного ускорения в земной системе координат, одни входы сумматоров для определения отклонений текущих величин поперечного ускорения, поперечной скорости, поперечной координаты и путевого угла от заданных значений соединены с одноименными выходами упомянутых текущих параметров блока обработки навигационной информации, а другие входы этих же сумматоров соединены соответственно с выходами вычислителя для определения заданного поперечного ускорения в земной системе координат, интеграторов для определения заданной поперечной скорости и заданной поперечной координаты и сумматора для определения заданного суммарного путевого угла, отклонения текущих параметров с выше упомянутых сумматоров, умноженные на соответствующие этим отклонениям передаточные коэффициенты, поступают на вход сумматора для определения суммарного отклонения в виде суммы указанных отклонений, выход сумматора с суммарным отклонением соединен с входом интегратора для получения интегральной величины упомянутого суммарного отклонения, сигнал с которого, умноженный на передаточный коэффициент по этой интегральной величине, вместе с сигналом суммарного отклонения поступает на вход сумматора для формирования сигнала управления поперечного канала, который в виде суммы сигналов суммарного отклонения и его интегральной величины подводят на привод руля направления.

Сущность изобретения представлена на прилагаемых чертежах и в данном описании. При этом на Фиг.1 показана структурная схема устройства для управления траекторией движения летательного аппарата с первым вариантом поперечного канала, на Фиг.2, 3, 4 показаны результаты моделирования вертикального канала с графиками изменения соответственно текущих и заданных значений ускорений, скоростей и высот полета по времени, причем на Фиг.1 с целью упрощения и компактности представления схем блок обработки навигационной информации, блоки автоматического и ручного управления и блок формирования сигналов управления условно разделены по фигурам штрих пунктирными линиями на части, а соединения подвода от соответствующих элементов к блоку индикации разных параметров заменены обозначениями номеров этих элементов в кружочках.

Устройство управления траекторией движения летательного аппарата (Фиг.1) состоит из блока навигационных систем (СНС, ИНС) 1, блока обработки навигационной информации 2, блоков автоматического 3 и ручного 4 управления, блока формирования сигналов управления 5 на исполнительные органы и блока индикации 6.

Выходы блока навигационных систем 1 с текущими значениями ускорений, скоростей и координат по каждому каналу соединены с одноименными входами каналов блока обработки навигационной информации 2, а выходы последнего аналогичным образом соединены с входами блока формирования сигналов управления 5. Выходы блоков автоматического 3 и ручного 4 управления с соответствующими значениями заданных ускорений также соединены с блоком формирования сигналов управления 5. Блок формирования сигналов управления 5 в продольном и вертикальном канале управления имеет соответственно по каналам управления сумматоры 7, 8 для определения заданных суммарных ускорений, интеграторы 9, 10 для определения заданных скоростей, интеграторы 11, 12 для определения заданных координат, сумматоры 13, 14; 15, 16; 17, 18 для определения отклонений соответственно текущих ускорений, текущих скоростей и текущих координат от заданных значений, сумматоры 19, 20 для определения суммарных отклонений в виде сумм упомянутых отклонений, интеграторы 21, 22 для получения интегральных величин суммарных отклонений и сумматоров 23, 24 для формирования сигналов управления в продольном и вертикальном каналах. Перечисленная совокупность составных элементов обеспечивает аппаратурную реализацию законов управления обоих каналов по выражениям (1) и (2).

При этом входы сумматоров 7, 8 для определения суммарных заданных ускорений соединены с соответствующими выходами заданных ускорений блоков автоматического 3 и ручного 4 управления, а выходы сумматоров 7, 8 последовательно соединены с входами интеграторов 9, 10 для определения заданных скоростей и входами интеграторов 11, 12 для определения заданных координат. Сумматоры 13, 14; 15, 16; 17, 18 определяют по каналам управления соответственно отклонения текущих ускорений, скоростей и координат от заданных значений. Для этого одни входы упомянутых сумматоров 13, 14; 15; 16; 17, 18 соединены с соответствующими выходами текущих ускорений, текущих скоростей и текущих координат блока обработки навигационной информации 2, а другие входы указанных сумматоров соединены с соответствующими выходами сумматоров 7, 8 для определения заданных ускорений, выходами интеграторов 9, 10 для определения заданных скоростей, выходами интеграторов 11, 12 для определения заданных координат. Сигналы с выходов сумматоров 13, 14; 15, 16; 17, 18 для определения отклонений текущих ускорений, текущих скоростей и текущих координат, умноженные на соответствующие им передаточные коэффициенты, подводят по каналам управления на входы сумматоров 19, 20 для определения суммарных отклонений в виде сумм отклонений текущих ускорений, текущих скоростей и текущих координат. Выходы сумматоров 19, 20 по каналам управления соединены с входами интеграторов 21, 22 для получения интегральных величин упомянутых суммарных отклонений. Сигналы с интегральными величинами этих отклонений с выхода интеграторов 21, 22, умноженные на соответствующие им передаточные коэффициенты, и сигналы с суммарными отклонениями с выходов сумматоров 19, 20 подводят к входам сумматоров 23, 24 для формирования сигналов управления по каналам. Эти сигналы в виде сумм сигналов суммарных отклонений и их интегральных величин подводят к приводам исполнительных органов продольного и вертикального каналов.

Первый поперечный канал имеет сумматор 25 и вычислитель 26 для определения заданного суммарного поперечного ускорения соответственно в скоростной и земной системе координат, интеграторы 27, 28 для определения в последней системе координат соответственно заданной поперечной скорости и заданной поперечной координаты, вычислитель 29, интегратор 30 и сумматор 31 соответственно для определения заданной угловой скорости путевого угла, заданного путевого угла и заданного суммарного путевого угла, сумматоры 32, 33, 34 и 35 для определения соответственно отклонений текущего поперечного ускорения, поперечной скорости, поперечной координаты и путевого угла от заданных значений, сумматор 36 для определения суммарного отклонения, интегратор 37 для получения интегральной величины этого отклонения и сумматор 38 для формирования сигнала управления поперечного канала. Указанная совокупность составных элементов обеспечивает аппаратурную реализацию закона управления поперечного канала по выражению (3). При этом входы сумматора 25 для определения заданного суммарного поперечного ускорения соединены с выходами заданных поперечных ускорений блоков автоматического и ручного управления, один выход этого сумматора 25 последовательно соединен с входом вычислителя 26 для определения заданного поперечного ускорения в земной системе координат и входами интеграторов 27, 28 для определения заданной поперечной скорости и заданной поперечной координаты, а другой выход этого же сумматора 25 последовательно соединен с входами вычислителя 29 для определения заданной угловой скорости путевого угла, интегратора 30 для определения заданного путевого угла и сумматора 31 для определения заданного суммарного путевого угла. При этом второй вход вычислителя 29 для определения заданной угловой скорости путевого угла соединен с выходом интегратора 9 для определения заданной продольной скорости в горизонтальной плоскости, а другой вход сумматора для определения заданного суммарного путевого угла 31 соединен с выходом начальной выставки путевого угла ϕ_о блока автоматического управления, а второй выход этого же сумматора 31 соединен с вторым входом вычислителя 26 для определения заданного поперечного ускорения в земной системе координат. Сумматоры 32, 33, 34, 35 определяют соответственно отклонения текущего поперечного ускорения, поперечной скорости, поперечной координаты и путевого угла от заданных значений. Для этого одни входы этих сумматоров соединены с одноименными выходами упомянутых выше текущих параметров блока обработки навигационной информации 2, а другие входы этих же сумматоров 32, 33, 34, 35 соединены с соответствующими выходами вычислителя 26 для определения заданного поперечного ускорения в земной системе координат, интеграторов 27, 28 для определения соответственно заданной поперечной скорости и поперечной координаты и сумматора 31 для определения заданного суммарного путевого угла, сигналы же с выходов сумматоров 32, 33, 34, 35 для определения упомянутых выше текущих отклонений параметров управления, умноженные на соответствующие этим отклонениям передаточные коэффициенты, поступают на вход сумматора 36 для определения суммарного отклонения в виде суммы указанных отклонений, выход сумматора 36 с суммарным отклонением соединен с входом интегратора 37 для получения интегральной величины упомянутого суммарного отклонения, сигнал с выхода которого, умноженный на передаточный коэффициент этой интегральной величины, вместе с сигналом суммарного отклонения с выхода сумматора 36 поступает на вход сумматора 38 для формирования сигнала управления поперечного канала, который в виде суммы сигналов суммарного отклонения и его интегральной величины подводят на приводы рулей направления.

Блок индикации 6 всю информацию о текущих параметрах движения получает от блока обработки навигационной информации 2. Однако, кроме индикации текущих траекторных параметров, этот блок осуществляет дополнительную индикацию и заданных параметров. С этой целью он соединен с выходами интеграторов 9, 10 для определения продольной и вертикальной заданной скорости, с выходом интегратора 12 для определения заданной высоты, с выходом сумматора 31 и интегратора 46 для определения величин заданного путевого угла от поперечного канала.

Работа устройства для управления траекторией движения летательного аппарата происходит следующим образом.

Устройство согласно изобретению обеспечивает управление траекторией движения летательного аппарата от его взлета до посадки на всех стадиях полета. При этом устройство может работать в трех режимах: автоматическом, ручном и совмещенном. В автоматическом режиме устройство работает без вмешательства экипажа. Ручной режим осуществляют пилоты путем воздействия на органы ручного управления. Совмещенный режим обеспечивает корректировку автоматического управления с помощью ручного управления. При этом упомянутая корректировка в отличие от существующих устройств обеспечивается без выключения автоматического управления. После корректировки полет летательного аппарата происходит по новой откорректированной траектории.

Продольный и вертикальный каналы выполнены одинаково. А поэтому их работа происходит на одних и тех же принципах. Для осуществления полета летательного аппарата с помощью системы автоматического управления 3 в сумматоры 7, 8 обоих каналов (вместе или порознь) вводят заданные значения ускорений. Корректировку этих ускорений в процессе полета без выключения автоматической системы производят с помощью системы ручного управления 4, осуществляя при этом совмещенное управление. Интегрированием заданных ускорений в интеграторах 9, 10 получают заданные скорости, а потом интегрированием полученных скоростей в интеграторах 11, 12 получают заданные значения координат. Тем самым полностью определяют заданную траекторию полета. В процессе движения осуществляют стабилизацию летательного аппарата относительно этой заданной траектории. Для этого с помощью навигационных систем (СНС, ИНС) 1 и блока обработки навигационной информации 2 непрерывно получают по каналам управления текущие значения ускорений, скоростей и координат. В сумматорах 13, 14, 15, 16, 17, 18 определяют отклонения упомянутых выше текущих параметров управления от заданных значений, а в сумматорах 19, 20 по каналам управления получают суммарные отклонения и в интеграторах 21, 22 их интегральные величины. В сумматорах 23, 24 по каналам формируют сигналы управления в виде сумм сигналов суммарных отклонений и их интегральных величин, которые подводят к приводам исполнительных органов соответствующих каналов. Таким приводом продольного канала является привод регулятора тяги двигателя, а вертикального канала привод рулей высоты. По существу в процессе управления сводят к нулю упомянутые выше отклонения текущих параметров управления от заданных значений, тем самым осуществляют движение летательного аппарата по заданной траектории. Этот процесс управления для вертикального канала иллюстрируется кривыми изменения заданных и текущих параметров движения (ускорения, скорости и координат) по времени, которые показаны на Фиг.2, 3, 4.

Поперечный канал управления имеет два варианта исполнения. Первый из них позволяет осуществлять плоский разворот летательного аппарата, а второй разворот летательного аппарата с поворотом по крену. Плоский разворот летательного аппарата больше приемлем для дирижаблей, а разворот с поворотом по крену больше применим для самолетов и вертолетов. Оба варианта поперечного канала используют одинаковые продольный и вертикальный каналы.

При плоском развороте летательного аппарата в сумматор 25 поперечного канала с помощью системы автоматического управления 3 вводят заданное поперечное ускорение в скоростной системе координат, которое в вычислителе 26 пересчитывают в заданное поперечное ускорение в земной системе координат. Интегрированием этого ускорения в интеграторе 27 сначала получают заданную поперечную скорость, а потом в другом интеграторе 28 по полученной скорости определяют и заданную поперечную координату. По заданному поперечному ускорению в скоростной системе в вычислителе 29 определяют также заданную угловую скорость путевого угла, а затем в интеграторе 30 и сам заданный путевой угол. В сумматоре 31 получают заданный суммарный путевой угол. Текущие отклонения заданного поперечного ускорения, поперечной скорости, поперечной координаты и путевого угла определяют соответственно в сумматорах 32, 33, 34, 35. Путем суммирования этих отклонений в сумматоре 36 определяют суммарное отклонение, интегрированием которого в интеграторе 37 получают интегральную величину этого отклонения. Сигнал управления для плоского разворота формируют в сумматоре 38, который в виде суммы сигналов суммарного отклонения и его интегральной величины подводят на приводы рулей направления. Путем корректировки с помощью системы ручного управления 4 заданного поперечного ускорения изменяют плоский разворот летательного аппарата. После корректировки последний продолжает полет по новой траектории разворота.

Второе исполнение поперечного канала имеет канал крена и канал координированного разворота по крену без скольжения.

В сумматор 39 канала крена для осуществления разворота с помощью системы автоматического управления 3 вводят заданное угловое ускорение крена. Это ускорение при необходимости корректируют с помощью системы ручного управления и на выходе указанного сумматора при этом получают заданное поперечное суммарное угловое ускорение. Это ускорение интегрируют в интеграторе 40 и определяют заданный угол крена. В последующих вычислителях 41, 42 определяют заданные поперечные ускорения сначала в скоростной, а потом и в земной системе координат. Путем интегрирования заданного поперечного ускорения в земной системе координат в интеграторе 43 получают заданную поперечную скорость, а интегрированием последней скорости в интеграторе 44 определяют заданную поперечную координату. Параллельно этому в вычислителе 45, интеграторе 46 и сумматоре 47 определяют соответственно заданную угловую скорость, заданный угол и заданный суммарный путевой угол. В сумматорах 48, 49, 50, 51, 52, 53 определяют соответственно отклонения текущих величин угловой скорости крена, угла крена, поперечного ускорения, поперечной скорости, поперечной координаты и путевого угла от заданных значений. Эти отклонения, умноженные на соответствующие им передаточные коэффициенты, подводят к сумматору 54, в котором определяют суммарное отклонение в виде суммы упомянутых выше отклонений. Затем в интеграторе 55 получают интегральную величину этого суммарного отклонения. В сумматоре 56 формируют сигнал управления в виде суммы сигнала интегральной величины, умноженной на передаточный коэффициент, и сигнала суммарного отклонения. Сигнал управления поперечного канала подводят на приводы элеронов летательного аппарата. Путем дополнительного введения в сумматор 39 заданного ускорения от системы ручного управления 4 осуществляют корректировку заданного поперечного разворота по каналу крена.

Координированный разворот по крену без скольжения осуществляют путем введения в сумматор 57 от системы ручного ускорения 4 заданной угловой скорости курса, которая суммируется с заданной угловой скоростью путевого угла, подводимой от вычислителя 45 канала крена. Заданную суммарную угловую скорость курса с сумматора 57 подводят к интегратору 58 для определения заданного угла курса. В сумматорах 59 и 60 определяют соответственно отклонения текущего угла курса и текущей угловой скорости курса от заданных значений. Упомянутые отклонения с сумматоров 59, 60, умноженные на соответствующие коэффициенты, подводят к сумматору 61 для получения сигнала управления, который подводят к приводам рулей направления. Канал координированного разворота, как следует из названия, обеспечивает разворот летательного аппарата по крену без скольжения. На блок индикации 6 в процессе полета подводят дополнительную информацию о заданных параметрах движения: продольной и вертикальной скорости, высоте полета, путевому углу и углу курса. Наличие указанной информации позволяет повысить эффективность управления полетом летательного аппарата.

Изобретение по сравнению с ближайшими аналогами обеспечивает более высокую точность управления траекторией движения летательного аппарата, так как управление осуществляют относительно заданной траектории, определяемой по каждому каналу тремя параметрами: ускорением, скоростью и координатой. Заданная траектория в процессе полета может корректироваться без выключения системы автоматического управления. Способ и реализующее его устройство построено на едином алгоритмическом принципе первоначально по каналам управления задаются соответствующие ускорения, по которым определяются заданные скорости, координаты и другие необходимые параметры. Указанное построение и принципы позволяют существенно упростить само управление полетом летательного аппарата. Устройство управления обладает высокой надежностью, обусловленной построением его на простой и широко освоенной элементной базе. Последнее обстоятельство позволяет освоить это устройство в более короткие сроки и с меньшими затратами. Изобретение имеет широкую перспективу применения, так как его можно использовать на дирижаблях, самолетах и вертолетах.

1. Способ управления траекторией движения летательного аппарата, основанный на вводе в его систему управления заданных параметров движения, измерении отклонений текущих параметров движения от заданных значений, формировании по этим отклонениям сигналов управления на исполнительные органы и индикации текущих параметров движения, отличающийся тем, что в систему управления для получения заданной траектории движения вводят по трем каналам управления - продольному, вертикальному и поперечному заданные значения ускорений, скоростей и координат, причем заданные значения скоростей и координат получают соответственно в результате интегрирования заданных ускорений и заданных скоростей, определяют суммарные отклонения в виде сумм отклонений текущих ускорений, скоростей и координат от заданных значений и интегральные величины этих суммарных отклонений, сигналы управления формируют из сумм суммарных отклонений и их интегральных величин и производят дополнительную индикацию заданных параметров движения.

2. Устройство для управления траекторией движения летательного аппарата, содержащее блок навигационных систем (СНС, ИНС), блок обработки навигационной информации, соединенный с выходами навигационных систем, блоки систем автоматического и ручного управления, блок формирования сигналов управления по трем каналам, соединенный с блоком обработки навигационной информации и с блоками автоматического и ручного управления, и блок индикации текущих параметров движения, отличающееся тем, что продольный и вертикальный каналы блока формирования сигналов управления выполнены одинаково и имеют сумматоры для определения заданных суммарных ускорений, сумматоры для определения отклонений текущих ускорений, скоростей и координат от заданных значений, сумматоры для определения суммарных отклонений в виде сумм текущих отклонений ускорений, скоростей и координат, интеграторы для определения заданных скоростей, заданных координат и интегральных величин суммарных отклонений и сумматоры для получения сумм суммарных отклонений и их интегральных величин, совокупность которых обеспечивает аппаратурную реализацию законов управления обоих каналов в виде

а) для продольного канала

б) для вертикального канала

где

σ_руд, σ_в - сигналы на приводы рычагов управления тягой двигателей и управления вертикальной перегрузкой соответственно продольного и вертикального каналов;

К_их, К_иу - передаточные коэффициенты по интегральным составляющим сигналов управления соответственно продольного и вертикального каналов;

k_ax, k_ay k_vx, k_vy k_L, к_н - передаточные коэффициенты по отклонениям текущих ускорений, скоростей и координат от заданных значений соответственно продольного и вертикального каналов;

a_x, a_xз; a_yg, a_yg3 - текущие и заданные значения ускорений соответственно продольного и вертикального каналов;

v_x, v_xз; v_yg, v_yg3 - текущие и заданные значения скорости соответственно продольного и вертикального каналов;

L, L_з; H_g, H_g3 - текущие и заданные значения продольной (пройденного расстояния) и вертикальной (высоты) координат;

(Примечание: а_x, а_xз; v_x, v_xз; L, L_з - проекции текущих и заданных путевых ускорений, скоростей и координат на горизонтальную плоскость), при этом входы сумматоров для определения заданных суммарных ускорений по каналам управления соединены с соответствующими выходами заданных ускорений блоков автома