Система управления летательным аппаратом

Система управления летательным аппаратом

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к бортовым системам дистанционного управления (СДУ) летательным аппаратом, а именно самолетом, и предназначено для формирования сигналов управления управляющими поверхностями на основании информации о параметрах движения самолета, положении рычагов и органов управления, конфигурации самолета, состоянии шасси и т.д.

Известны системы управления боковым и продольным движением летательных аппаратов (см. В.А.Боднер. Теория автоматического управления полетом. 1964 г., стр.178, 194, И.А.Михалев и др. Системы автоматического управления самолетом. М.: Машиностроение, 1976 г., стр.259, 394, Г.И.Загайнов, Ю.П.Гуськов. Управление полетом самолета. М.: Машиностроение, 1980 г., стр.161-172).

Ближайшим аналогом изобретения является система дистанционного управления самолета А320 (см. Пассажирский самолет Эрбас Индастри А320, сост. Н.Н.Зайцева, ЦАГИ, М., 1993 г., стр.59-69), в которой реализованы функция защиты от превышения угла атаки, функция защиты от превышения скорости, функция автотриммирования, функция компенсации по углам тангажа и крена по нормальной перегрузке. Функция системы оптимизации режимов полета реализована программным обеспечением.

Задача, решаемая изобретением, состоит в обеспечении защиты механизации крыла от чрезмерных нагрузок, а также в обеспечении соответствия каждой конфигурации самолета минимально допустимой скорости полета при этой конфигурации.

Поставленная задача решается за счет того, что система дистанционного управления летательным аппаратом содержит: блок алгоритмов реконфигурации; блок выработки сигналов деградации режимов управления и формирования сообщений; блок расчета динамических коэффициентов; блок фильтрации и аналого-цифрового преобразования входных сигналов; блок активации функции α_floor; блок выработки сигнала отключения автопилота; блок управления рулем высоты; блок управления стабилизатором; блок управления рулем направления; блок управления элеронами; блок управления многофункциональными спойлерами и тормозными щитками; блок управления механизацией крыла; причем входы блока алгоритмов реконфигурации и блока выработки сигналов деградации режимов управления и формирования сообщений соединены с выходами датчиков, в том числе датчиков внешних бортовых информационных систем, выходы блока алгоритмов реконфигурации непосредственно соединены с входами блока выработки сигналов деградации режимов управления и формирования сообщений, блока расчета динамических коэффициентов, блока фильтрации входных сигналов, блока выработки сигнала отключения автопилота, блока управления рулем высоты, блока управления стабилизатором, блока управления рулем направления, блока управления элеронами, блока управления многофункциональными спойлерами и тормозными щитками и блока управления механизацией крыла, при этом выходы блока расчета динамических коэффициентов соединены со входом блока фильтрации входных сигналов, со входом блока активации функции α_floor и входом блока выработки сигнала отключения автопилота, другой вход которого соединен с выходом блока активации функции α_floor и выходом блока фильтрации, другой выход которого соединен со входом блока управления рулем высоты, входом управления рулем направления и входом блока управления элеронами, кроме того, выход блока управления рулем высоты соединен со входом блока управления стабилизатором, выход которого соединен со входом блока управления рулем высоты, а также другой выход блока управления рулем высоты соединен с входом блока управления многофункциональными спойлерами и тормозными щитками и с входом блока управления механизацией крыла, кроме того, выход блока управления рулем направления соединен со входом блока управления элеронами.

Технический результат от использования заявленной СДУ обусловлен особенностью данной схемы системы управления, которая характеризуется тем, что блок управления механизацией крыла (закрылками и предкрылками) интегрирован в СДУ. Такая интеграция с образованием новых связей с другими блоками системы позволяет более полно реализовать следующие защитные функции:

- строгое выдерживание взаимного положения закрылков и предкрылков в соответствии с фиксированными положениями рукоятки управления механизацией как в основном, так и в резервном режиме работы системы управления, что обеспечивает однозначность в задании ограничений для каждой конфигурации самолета (допустимых значений угла атаки, нормальной перегрузки, минимальной и максимальной допустимой скорости полета);

- защита механизации крыла от чрезмерных нагрузок путем алгоритмического ограничения скорости и максимально допустимой для соответствующего положения механизации. Данная функция блока управления механизацией реализуется в блоке управления рулем высоты СДУ;

- функция управления уборкой механизации крыла с целью обеспечения соответствия каждой конфигурации самолета минимально допустимой скорости полета. Последняя определяется помимо положения механизации текущим весом самолета и условиями обледенения крыла.

Также техническим результатом от использования изобретения является комплексная алгоритмическая защита от превышения контролируемых параметров предельных значений, в частности реализация одной из важнейших функций СДУ - защиты от превышения допустимого угла атаки. Для этого в заявленной системе производится:

- выработка сигнала на отклонение руля высоты на пикирование с увеличивающейся интенсивностью по мере приближения к предельному углу атаки в сочетании с интегральной составляющей, формирующей заданную величину установившегося угла атаки;

- уменьшение динамических «забросов» по углу атаки за счет использования сигнала, пропорционального угловой скорости угла атаки;

- ограничение сверху угла тангажа, причем ограничивающая величина тангажа подобрана таким образом, чтобы для всех режимов полета не превысить некоторую величину угла наклона траектории, что может привести к потере скорости полета и, как следствие, к превышению угла атаки;

- применение схемы активации функции α_floor, что также препятствует потере скорости полета при выходе на повышенные углы атаки и косвенно улучшает защиту от превышения допустимого угла атаки;

- выработка сигналов на руль высоты, компенсирующих возникающие продольные моменты от изменения режима работы двигателей, от изменения положения механизации и интерцепторов;

- выработка сигнала, компенсирующего «весовую составляющую» в уравнении для угла атаки в тех случаях, когда она способствует увеличению угла атаки.

При использовании заявленной СДУ также достигается:

- обеспечение удовлетворительных характеристик устойчивости и управляемости в соответствии с требованиями норм летной годности;

- алгоритмическое ограничение угла атаки величиной α_max<α_S;

- включение режима набора высоты при приближении к углам сваливания (функция α_floor);

- алгоритмическое ограничение максимальной и минимальной перегрузки Ny;

- ограничение максимальной скорости за счет введения сигнала на кабрирование пропорционально (V-Vc) и dV/dt ((М-Мс) и dM/dt);

- алгоритмическая защита хвостовой части фюзеляжа от ударов о поверхность ВПП на взлете;

- автоматическая балансировка в продольном канале;

- стабилизация углового положения самолета по тангажу и крену при отсутствии вмешательства летчика в управление;

- отработка сигналов автоматической системы управления полетом;

- формирование командного сигнала на отклонение механизации крыла от ручки управления с учетом полетных ограничений.

Изобретение поясняется чертежами.

На фиг.1 изображена система дистанционного управления летательным аппаратом.

На фиг.2 - фрагмент 1 с фиг 1.

На фиг.3 - фрагмент 2 с фиг 1.

На фиг.4 - блок управления рулем высоты.

На фиг.5 - фрагмент 3 с фиг 4.

На фиг.6 - фрагмент 4 с фиг 4.

Блок алгоритмов основного контура управления системы содержит взаимосоединенные входами-выходами по бортовому каналу информационного обмена:

1 - блок алгоритмов реконфигурации;

2 - блок выработки сигналов деградации режимов управления и формирования сообщений, в функцию которого входит отключение основной системы и включение резервной системы;

3 - блок расчета динамических коэффициентов;

4 - блок фильтрации входных сигналов;

5 - блок активации функции α_floor;

6 - блок выработки сигнала отключения автопилота;

7 - блок управления рулем высоты;

8 - блок управления стабилизатором;

9 - блок управления рулем направления;

10 - блок управления элеронами;

11 - блок управления многофункциональными спойлерами и тормозными щитками;

12 - блок управления механизацией крыла.

Информационная взаимосвязь всех блоков системы осуществляется по бортовому каналу информационного обмена, включающего связи любого типа между взаимодействующим оборудованием (Легкий фронтовой истребитель. - М.: Любимая книга, 1998, стр.248-249). Входные информационные сигналы поступают с датчиков, в том числе от внешних бортовых информационных систем. Каждый из этих входных сигналов сопровождается признаком достоверности, формируемой системой контроля. При обнаружении отказа какого-либо входного сигнала система контроля изменяет значение соответствующего признака достоверности. Таким образом, на вход системы управления поступают информационные сигналы и сигналы достоверности (0, 1).

Входные информационные сигналы включают группу управляющих сигналов, группу динамических параметров, группу сигналов от ручек управления спойлерами и механизацией крыла, группу сигналов отклонения рулевых поверхностей, группу сигналов обжатия шасси, группу сигналов о двигателе, группу сигналов от ручек управления двигателями.

В группу управляющих сигналов (AC_control_signal) входят следующие сигналы: отклонение боковой ручки по тангажу; отклонение боковой ручки по крену; перемещение педалей; сигнал с кнопки триммера стабилизатора; сигнал с кнопки триммера элеронов; сигнал с кнопки триммера руля направления; сигнал с кнопки обнуления триммера руля направления; сигнал управления из автопилота в продольном канале в виде заданного отклонения боковой ручки; сигнал управления из автопилота в канале крена в виде заданного отклонения боковой ручки; сигнал управления из автопилота в канале рыскания в виде заданного отклонения педалей; сигнал включения автоматического режима управления.

В группу динамических параметров (Aircraft_signals) входят: угловая скорость крена, град/с; угловая скорость рыскания, град/с; угловая скорость тангажа, град/с; нормальная перегрузка в связанных осях; боковая перегрузка в связанных осях; угол крена; угол тангажа; угол атаки; модуль истинной воздушной скорости, узлы; число Маха; приборная скорость, узлы; текущий вес, кг; радиовысота, футы.

В группу сигналов от ручек управления спойлерами и механизацией крыла (Lever signals) входят: сигнал с ручки управления механизацией крыла; сигнал с рукоятки управления интерцепторами в режиме воздушных тормозов.

В группу сигналов отклонения рулевых поверхностей (Control_surface_signals) входят: угол отклонения стабилизатора; угол отклонения закрылков; угол отклонения предкрылков.

В группу сигналов обжатия шасси входят: признак обжатия левой стойки шасси; признак обжатия правой стойки шасси.

В группу сигналов о двигателе входят: обороты ротора вентилятора левого двигателя, об/мин; обороты ротора вентилятора правого двигателя, об/мин; сигнал с концевых выключателей, соответствующий установке РУД левого двигателя в положение МГ; сигнал с концевых выключателей, соответствующий установке РУД правого двигателя в положение МГ; признак включения реверса левого двигателя; признак включения реверса правого двигателя.

В группу сигналов от ручек управления двигателями входят: сигнал с ручки управления левым и правым двигателем соответственно.

Группа сигналов достоверности входных сигналов: отказ сигнала истинной скорости; отказ сигнала Маха; отказ сигнала приборной скорости; отказ сигнала угла атаки; отказ сигнала угловой скорости рыскания; отказ сигнала нормальной перегрузки; отказ сигнала боковой перегрузки; отказ сигнала положения закрылков; отказ сигнала положения предкрылков; отказ сигнала положения стабилизатора; отказ сигнала веса самолета; отказ сигнала оборотов ротора вентилятора левого двигателя; сигнал отключения автопилота; вектор сигналов сообщений алгоритма реконфигурации.

Обозначения входящих сигналов.

Группа управляющих сигналов (AC_control_signal):

Xv - отклонение боковой ручки по тангажу;

Хе - отклонение боковой ручки по крену;

Xn - перемещение педалей;

Utr_t - сигнал с кнопки триммера стабилизатора (0, 1);

Utr_e - сигнал с кнопки триммера элеронов (0, 1);

Utr_n - сигнал с кнопки триммера руля направления (0, 1);

reset_rn - сигнал с кнопки обнуления триммера руля направления (0, 1);

XvAP - сигнал управления из автопилота в продольном канале в виде заданного отклонения боковой ручки;

XelAP - сигнал управления из автопилота в канале крена в виде заданного отклонения боковой ручки;

XnAP - сигнал управления из автопилота в канале рыскания в виде заданного отклонения педалей;

AY - сигнал включения автоматического режима управления (0, 1).

Группа динамических параметров (Aircraft_signals):

р - угловая скорость крена;

r - угловая скорость рыскания;

q - угловая скорость тангажа;

nz - нормальная перегрузка в связанных осях;

ny - боковая перегрузка в связанных осях;

gamma - угол крена;

teta - угол тангажа;

alfa - сигнал угла атаки;

VTAS - модуль истинной воздушной скорости, узлы;

М - число Маха;

VCAS - приборная скорость, узлы;

Gs - текущий вес;

Hrads - радиовысота.

Группа сигналов от ручек управления спойлерами и механизацией крыла (Lever signals):

Xrums - сигнал с ручки управления механизацией крыла (0, 1, 2, 3, 4);

Xruts - сигнал с рукоятки управления интерцепторами в режиме воздушных тормозов (-2, 0, 1, 2, 3, 4).

Группа сигналов отклонения рулевых поверхностей (Control_surface_signals):

fistabs - угол отклонения стабилизатора;

flaps - угол отклонения закрылков;

slats - угол отклонения предкрылков.

Группа сигналов антиобледенительной системы (WAIS_signals):

WAIS_ON_OFF_s - сигнал включения антиобледенительной системы (0, 1);

WAIS_FAILURE_s - сигнал отказа антиобледенительной системы (0, 1);

ICE_detection_s - сигнал с датчика обледенения (0, 1);

ICE_detection_Failure_s - сигнал отказа датчика обледенения (0, 1).

F. Группа сигналов обжатия шасси (LG_signals):

SHO - признак обжатия стоек шасси;

SHO_ls - признак обжатия левой стойки шасси;

SHO_rs - признак обжатия правой стойки шасси.

G. Группа оборотов двигателя (Engine_signals):

nl_ls - обороты ротора вентилятора левого двигателя;

nl_rs - обороты ротора вентилятора правого двигателя.

Группа сигналов двигателя (FADEC_sig):

Urud_mg_l - сигнал с концевых выключателей, соответствующий

установке РУД левого двигателя в положение МГ (0, 1);

Urud_mg_r - сигнал с концевых выключателей, соответствующий

установке РУД правого двигателя в положение МГ (0, 1);

Urev_l - признак включения реверса левого двигателя (0, 1);

Urev_r - признак включения реверса правого двигателя (0, 1).

Группа сигналов от ручек управления двигателями (Trust_level_sig):

rudl, rudr - сигнал с ручки управления левым и правым двигателем соответственно.

К. Несгруппированные сигналы:

d_mode - сигнал включения резервного контура из испытательного пульта (0, 1);

int_fl - сигнал отказа интерцепторов (0, 1);

dv_fl - сигнал отказа рулей высоты (0, 1).

Сигналы достоверности входных сигналов (Otk_signals):

Otk_VTAS - отказ сигнала истинной скорости (0, 1);

Otk_M - отказ сигнала Маха (0, 1);

Otk_VCAS - отказ сигнала приборной скорости (0, 1);

Fl_alfa - отказ сигнала угла атаки (0, 1);

Fl_r - отказ сигнала угловой скорости рыскания (0, 1);

Fl_nz - отказ сигнала нормальной перегрузки (0, 1);

Fl_ny - отказ сигнала боковой перегрузки (0, 1);

Fl_fl - отказ сигнала положения закрылков (0, 1);

Fl_sl - отказ сигнала положения предкрылков (0, 1);

Fl_fistab - отказ сигнала положения стабилизатора (0, 1);

F1_G - отказ сигнала веса самолета (0, 1);

Fl_nl_l - отказ сигнала оборотов ротора вентилятора левого двигателя (0, 1);

Fl_nl_r - отказ сигнала оборотов ротора вентилятора правого двигателя (0, 1);

F1_XRUT - отказ сигнала с рукоятки управления интерцепторами в режиме воздушных тормозов (0, 1);

FI_Shol - отказ сигнала обжатия левой стойки шасси (0, 1);

FI_Shor - отказ сигнала обжатия правой стойки шасси (0, 1);

Fl_p - отказ сигнала угловой скорости крена (0, 1);

Fl_gam - отказ сигнала угла крена (0, 1);

Fl_q - отказ сигнала угловой скорости тангажа (0, 1);

Fl_teta - отказ сигнала угла тангажа (0, 1);

Fl_xrum - отказ сигнала с ручки управления механизацией крыла (0, 1);

Fl_Hrad - отказ сигнала радиовысоты;

Otk_W_On_Off, Otk_W_F, Otk_ICE_D, Otk_ICE_D_F - отказы сигналов противообледенительной системы;

Fl_d_mode - отказ сигнала включения резервного контура из испытательного пульта (0, 1);

F1_AY - отказ сигнала включения автопилота (0, 1);

Fl_XvAPl, FL_XeAP, FL_XnAP - отказы командных автопилотных сигналов в каналах тангажа, крена и рыскания соответственно (0, 1);

Fl_Xv, FL_Xe, FL_Xn - отказы командных сигналов от БРУ в каналах тангажа, крена и рыскания соответственно (0, 1);

Fl_Utr_t, FL_ Utr_e, FL_ Utr_n - отказы сигналов из блока триммирования в каналах тангажа, крена и рыскания соответственно (0, 1);

Fl_Urud_mg_l, Fl_mg_r - отказ сигналов с концевых выключателей, соответствующий установке РУД в положение МГ для левого и правого двигателей соответственно (0, 1);

Fl_Urud_mg_l, Fl_mg_r - отказ сигналов включения реверса левого и правого двигателей соответственно (0, 1);

Fl_rudl, Fl_rudp - отказ сигналов с РУДов левого и правого двигателей соответственно (0, 1);

Fl_int_fl - отказ сигнала отказа секций интерцепторов (0, 1);

Fl_dv_fl - отказ сигнала отказа секций руля высоты (0, 1);

Fl_reset_rn - отказ сигнала с кнопки обнуления триммера руля направления (0, 1);

Fl_Au_tr_off- отказ сигнала отключения автобалансировки в продольном канале из испытательного пульта (0, 1);

Fl_Lim_V_Aoff- отказ сигнала отключения ограничений по скорости и Маху из испытательного пульта (0, 1);

FL_Lim_alfa_off- отказ сигнала отключения ограничений по углу атаки из испытательного пульта (0, 1).

Обозначения выходных сигналов блоков:

d_mod - вектор сигналов перехода на резервный контур управления (во всех каналах или по каналу механизации крыла);

ailR_d - командный сигнал на отклонение правого элерона;

ailL_d - командный сигнал на отклонение левого элерона;

rudder_d - командный сигнал на отклонение руля направления;

elv_d - командный сигнал на отклонение руля высоты;

fi_t - командный сигнал на отклонение стабилизатора;

inL_d - командный сигнал на отклонение левого интерцептора;

inR_d - командный сигнал на отклонение правого интерцептора;

Xpz_d - командный номер положения механизации крыла: 0, 1, 2, 3, 4, 5, 6;

de_bls - сигнал триммера элеронов, град (в АСЕ);

dn_bls - сигнал триммера руля направления, град (в АСЕ);

gsp_d - командный сигнал на отклонение воздушного тормоза (в АСЕ);

alfa_floor - сигнал активации α_floor (0, 1);

sig_HLD - сигнал сообщений алгоритма управления механизацией крыла;

dsng_ap - сигнал отключения автопилота;

nfun - вектор сигналов сообщений алгоритма реконфигурации.

Блок алгоритмов реконфигурации 1 (блок «Reconfig signal consolidation») предназначен для исключения недостоверных сигналов из управления и восстановления их по другим сигналам для снижения потерь соответствующих функций СДУ. Цель реконфигурации - максимально сохранить функциональную полноту алгоритмов СДУ при потере некоторых входных сигналов, тем самым повысить надежность управления. Все перечисленные выше входные сигналы алгоритмов СДУ (информационные и соответствующие им сигналы достоверности) поступают в блок реконфигурации. Выходные сигналы блока реконфигурации сгруппированы в аналогичные входным сигналам группы.

Блок состоит из следующих подблоков: блок реконфигурации сигналов обжатия стоек шасси; блок реконфигурации положения стабилизатора; блок реконфигурации сигнала с рукоятки управления механизацией крыла; блок реконфигурации положения закрылков; блок реконфигурации положения предкрылков; блок реконфигурации сигнала с рукоятки управления интерцепторами в режиме воздушных тормозов; блок реконфигурации веса; блок реконфигурации радиовысоты; блок реконфигурации оборотов двигателя; блок реконфигурации управляющих сигналов; блок реконфигурации динамических параметров; блок реконфигурации сигналов двигательной установки; блок реконфигурации сигналов отказов управляющих поверхностей.

Входящий в блок алгоритмов реконфигурации 1 блок реконфигурации сигналов обжатия стоек шасси выполняет следующую функцию. Сигналы обжатия основных стоек шасси являются наиболее важными сигналами и используются в СДУ для отключения интегрального управления в каналах тангажа и крена; отключения автоматической балансировки в продольном канале; отключения функции повышения спиральной устойчивости при |γ|≥γmах; отключения стабилизации углового положения самолета по крену и тангажу при отсутствии вмешательства летчика в управление; для включения автоматического торможения самолета при пробеге с помощью интерцепторов и воздушных тормозов; включения блокировки выпуска интерцепторов; отключения сигнала по перегрузке; включения алгоритма защиты от удара хвостовой частью фюзеляжа о землю на взлете. В алгоритмах реконфигурации реализована логика, позволяющая восстановить эти сигналы при двойном отказе. При отказе одного сигнала обжатия одной стойки шасси он восстанавливается по сигналу обжатия другой стойки. При отказе двух сигналов обжатия они восстанавливаются по информации о приборной скорости, которая поступает из другой измерительной системы. В случае увеличения скорости до значения, которое заведомо выше максимальных скоростей взлета и посадки (ограничение по колесам), сигналы обжатия по обеим стойкам обнуляются. Выходные сигналы (реконфигурированные): признак обжатия левой стойки шасси (0; 1); признак обжатия правой стойки шасси (0; 1).

Входящий в блок алгоритмов реконфигурации 1 блок реконфигурации положения стабилизатора предназначен для получения информации о положении стабилизатора, которая используется в алгоритмах управления для регулировки коэффициента передачи в прямой цепи управления рулем высоты. Входные сигналы: отказ сигнала стабилизатора (0, 1); сигнал угла стабилизатора; параметры - упомянутая константа. Выходные сигналы (реконфигурированные): реконфигурированный угол отклонения стабилизатора.

Входящий в блок алгоритмов реконфигурации 1 блок реконфигурации веса предназначен для восстановления сигнала веса (сигнал G) самолета в случае недостоверной входной информации. Сигнал G и заранее заданный параметр G* используются для расчетов положения отклонения боковой ручки управления (БРУ) по тангажу, а также для коррекции коэффициентов усиления в прямой цепи управления. При отказе сигнала веса в алгоритмах СДУ принимают G=G*=const. Входные сигналы: текущий вес, кг; отказ сигнала веса самолета (0, 1); параметр G*. Выходной сигнал: реконфигурированный сигнал веса самолета, кг.

Входящий в блок алгоритмов реконфигурации 1 блок реконфигурации радиовысоты предназначен для получения используемого в алгоритмах СДУ сигнала радиовысоты, который применяется в алгоритмах для блокировки изменения механизации крыла на этапе взлета и в алгоритме отключения интегральной составляющей продольного канала при подходе к земле. Входные сигналы: сигнал радиовысоты; отказ сигнала радиовысоты. Выходной сигнал (реконфигурированный): сигнал радиовысоты.

Входящий в блок алгоритмов реконфигурации 1 блок реконфигурации ручки управления механизацией крыла при необходимости (в случае отказа сигнала с ручки управления механизацией крыла) сохраняет до конца полета сигнал, предшествующий отказу. В этом случае обеспечивается безударность управления в канале механизации крыла, что увеличивает безопасность полета на этапах взлета и посадки. Входные сигналы: сигнал с ручки управления механизацией крыла; отказ сигнала с ручки управления механизацией крыла. Выходной сигнал (реконфигурированный): сигнал с ручки управления механизацией крыла.

Входящий в блок алгоритмов реконфигурации 1 блок реконфигурации положения закрылков выполняет следующую функцию. Сигнал положения закрылков используется для определения коэффициента прямой связи по рулю высоты; для определения значений табличных функций c_у, максимально допустимого угла атаки α_m, а также угла атаки α_S (далее - «сигнальный»), при котором включается функция ограничения угла атаки; для синхронизации процесса выпуска-уборки предкрылков и закрылков в системе управления механизацией крыла; при расчете сигнала на отклонение руля высоты для компенсации момента тангажа при изменении положения механизации крыла. При отказе сигнала закрылков в блоке СДУ нарушается функция алгоритмического ограничения угла атаки. Однако эту функцию можно сохранить на большинстве режимов полета, если для восстановления информации об отказавшем сигнале использовать информацию от ручки управления механизацией крыла. В случае отказа сигнала закрылков управление в канале механизации крыла переводится на резервный контур. Входные сигналы: отказ сигнала закрылков (0, 1); сигнал угла закрылков; реконфигурированный сигнал с ручки управления механизацией крыла (0…4). Параметры: заранее заданные углы соответствия угла отклонения предкрылка и угла отклонения закрылка. Выходные сигналы (реконфигурированные): реконфигурированный угол закрылков.

Входящий в блок алгоритмов реконфигурации 1 блок реконфигурации положения предкрылков выполняет следующую функцию. Сигнал положения предкрылков используется аналогично сигналу закрылков (см. выше). Для восстановления информации об отказавшем сигнале используется реконфигурированный сигнал закрылков. Входные сигналы: отказ сигнала предкрылков (0, 1); сигнал угла предкрылков; сигнал угла закрылков. Параметры: заданные значения управляющих сигналов. Выходной сигнал (реконфигурированный): реконфигурированный угол предкрылков.

В блоке реконфигурации сигнала с рукоятки управления интерцепторами в режиме воздушных тормозов, входящем в блок алгоритмов реконфигурации 1, сигнал с рукоятки управления интерцепторами в режиме воздушных тормозов обнуляется в случае недостоверности этого сигнала. Входные сигналы: сигнал с рукоятки управления интерцепторами в режиме воздушных тормозов; сигнал достоверности сигнала с рукоятки управления интерцепторами в режиме воздушных тормозов (0, 1). Выходные сигналы (реконфигурированные): сигнал с рукоятки управления интерцепторами в режиме воздушных тормозов.

В блоке реконфигурации оборотов двигателя, входящем в блок алгоритмов реконфигурации 1, сигналы оборотов двигателя обнуляются в случае недостоверности хотя бы одного сигнала. Входные сигналы: обороты ротора вентилятора левого двигателя, об/мин; обороты ротора вентилятора правого двигателя, об/мин; отказ сигнала оборотов ротора вентилятора левого двигателя (0, 1); отказ сигнала оборотов ротора вентилятора правого двигателя (0, 1). Выходные сигналы (реконфигурированные): обороты ротора вентилятора левого двигателя, об/мин; обороты ротора вентилятора правого двигателя, об/мин.

В блоке реконфигурации управляющих сигналов, входящем в блок алгоритмов реконфигурации 1, входные сигналы в случае их отказа реконфигурируются по заранее заданным значениям, введенным в БЦВМ.

В блоке реконфигурации динамических параметров, входящем в блок алгоритмов реконфигурации 1, динамические параметры в случае отказа реконфигурируются в соответствии с заранее заданными значениями.

Блок 2 выработки сигналов деградации режимов управления и формирования сообщений (блок «FCL direct mode logic FCL_status messenger»), в функцию которого входит отключение основной системы и включение резервной системы, предназначен для выработки: сигналов сообщений; сигналов перехода на резервный контур; сигнала отключения автопилота. Сообщения формируются в зависимости от отказа того или иного входного сигнала в СДУ. Вектор перехода на резервный контур состоит из двух параметров: 1-й параметр характеризует полный переход на резервный контур; 2-й параметр характеризует переход на резервный контур по каналу механизации (0, 1). Отключение автопилота осуществляется при отказе любого входного сигнала. Входные сигналы (из блока алгоритмов реконфигурации 1): сигналы достоверности входных сигналов (Otk_signals) и сигнал включения резервного контура из испытательного пульта (d_mode). Выходные сигналы: вектор сигналов сообщений алгоритма реконфигурации (nfun); вектор сигналов перехода на резервный контур управления (d_mod); параметр отключения автопилота.

Блок расчета динамических коэффициентов 3 (блок «Dynamic_coefficient_calculation») осуществляет вычисление настроечных коэффициентов и параметров алгоритмов СДУ по текущей полетной информации. Блок включает массивы данных, сгруппированные по выходным сигналам: определение коэффициента безопасности по скорости в автоматическом режиме управления; определение постоянных времени фильтров сигналов положения боковой ручки и угловой скорости тангажа (выходной вектор); определение сигналов обжатия шасси; определение параметров функции; определение коэффициентов контура руля высоты; определение коэффициентов контура элеронов; определение коэффициентов контура руля направления; определение коэффициента контура многофункциональных спойлеров.

В блоке расчета параметров функции α_floor, входящем в блок расчета динамических коэффициентов 3, рассчитываются приращения к значению «сигнального» угла атаки α_S для определения угла атаки, при котором активируется функция α_floor. Входные сигналы: фильтрованный сигнал числа Маха; угол отклонения закрылков; угол отклонения предкрылков; параметры: зависимость дельты по числу Маха; зависимость дельты (приращений) по углу отклонения закрылков; зависимость дельты (приращений) по углу отклонения предкрылков. Выходные сигналы: дельта (приращения) по числу М; дельта (приращения) по углу отклонения закрылков; дельта (приращения) по углу отклонения предкрылков.

В блоке расчета табличных функций, входящем в блок расчета динамических коэффициентов 3, рассчитываются значения характерных углов атаки и коэффициентов усиления в канале руля высоты в зависимости от текущих параметров полета и ледового состояния поверхности самолета. Входные сигналы: угол отклонения закрылков; угол отклонения предкрылков; фильтрованный сигнал числа Маха; фильтрованный сигнал приборной скорости; сигнал обжатия стойки шасси; сигнал включения автопилота, (0, 1); фильтрованный сигнал истинной скорости; параметры: коэффициент безопасности в автоматическом режиме; зависимость коэффициента усиления от числа Маха и приборной скорости; зависимость характеристики управляемости по перегрузке от приборной скорости. Выходные сигналы: значения передаточных коэффициентов; «линейный» угол атаки, то есть угол атаки начала «ложки» в моментной характеристике либо начала выполаживания зависимости С_у, где ослабевает обратная связь по перегрузке; положение стабилизатора при n_у=0; «сигнальный» угол атаки α_S, при котором должно начинаться предупреждение о сваливании; предельный угол атаки, близкий к углу сваливания; значение характеристики управляемости по перегрузке; значение коэффициента С_у на «сигнальном» угле атаки α_S.

В блоке формирования допустимого значения управляющего сигнала на кабрирование, входящем в блок расчета динамических коэффициентов 3, определяется величина, которая соответствует положению ручки по тангажу, при котором самолет достигает «сигнального» угла атаки α_S. Входные сигналы: значение характеристики управляемости по перегрузке; значение коэффициента С_у на «сигнальном» угле атаки

α_S; приборная скорость; сигнал обжатия основных опор шасси (0, 1); текущий вес G, кг; параметры: характерная площадь, м²; величина отклонения БРУ «на себя»; скорость изменения сигнала, мм/с; полное отклонение БРУ «на себя». Выходные сигналы: положение ручки по тангажу при «сигнальном» угле атаки; коэффициент подъемной силы горизонтального полета.

В блоке расчета настроечных коэффициентов в канале руля высоты, входящем в блок расчета динамических коэффициентов 3, определяются настроечные коэффициенты для формирования требуемой статической характеристики управляемости по перегрузке. Входные сигналы: фильтрованное число Маха; фильтрованная истинная скорость, м/с; угол отклонения стабилизатора; положение стабилизатора при n_y=0; «сигнальный» угол атаки α_S; максимальный угол атаки; номинальное значение характеристики управляемости по перегрузке; скорректированная перегрузка (из блока руля высоты); ограничение положения ручки по тангажу; положение ручки по тангажу при «сигнальном» угле атаки α_S; угол отклонения закрылков; угол отклонения предкрылков; параметры: зависимость отношения эффективности стабилизатора к эффективности руля высоты по числу Маха; максимальное значение коэффициента передачи в прямой цепи, град/ед.пер; минимальное значение коэффициента передачи в прямой цепи, град/ед.пер; зависимость коэффициента в цепи ограничения угла атаки по числу Маха; максимальное отклонение БРУ «на себя»; максимальный угол тангажа; угол тангажа при «сигнальном» угле атаки; максимальное отклонение БРУ «от себя»; зависимость минимальной перегрузки от закрылков и предкрылков; зависимость максимальной перегрузки от закрылков и предкрылков; отклонение БРУ «от себя», 70%-е отклонение БРУ «на себя»; зависимость требуемой управляемости по отклонению ручки на «сигнальном» угле атаки. Выходные сигналы: коэффициент передачи в прямой цепи; коэффициент в цепи ограничения угла атаки; коэффициент в цепи ограничения угла тангажа; коэффициент при минимальной нормальной перегрузке; коэффициент при максимальной нормальной перегрузке.

Блок фильтрации входных сигналов 4 (блок «Input_signal_filtering») предназначен для фильтрации и ограничения входных сигналов. Он содержит два блока: блок-фильтр для повышения запаса устойчивости в канале тангажа и блок-фильтр угла атаки. Входные сигналы: реконфигурированные динамические параметры, реконфигурированные управляющие сигналы, сигнал обжатия стоек шасси, вектор параметров для канала руля высоты; дельта (приращение) перегрузки относительно горизонтального полета; постоянные времени префильтров положения боковой ручки и угловой скорости тангажа; параметры: звено нелинейности по сигналу от боковой ручки по тангажу; ограничения сигнала боковой ручки по тангажу; ограничение сигнала боковой ручки по крену; ограничение сигнала педалей; постоянные времени фильтров угловых скоростей крена, рыскания, боковой перегрузки, угла тангажа, нормальной перегрузки, угла крена соответственно; параметры фильтра изгибных колебаний; ограничения по углу тангажа. Выходные сигналы блока сгруппированы в выходные векторы: сигналы с рычагов управления; фильтрованные сигналы динамических параметров.

В блоке-фильтре для повышения запаса устойчивости в канале тангажа сигнал угловой скорости тангажа, прошедшей через фильтр упругих колебаний, пропускается через фильтр вида: . Из-за появления дополнительных корней и полюсов такой фильтр позволяет при необходимости увеличить запасы устойчивости замкнутой системы. Входные сигналы: постоянные времени фильтра; угловая скорость тангажа, прошедшая через фильтр упругих колебаний (ФУК), град/с. Выходные сигналы: фильтрованная угловая скорость тангажа.

Блок-фильтр угла атаки предназначается для фильтрации турбулентной составляющей сигнала угла атаки. Входные сигналы: угловая скорость тангажа, прошедшая через ФУК; динамический параметр; реконфигурированный угол атаки; фильтрованная приборная скорость; дельта (приращение) перегрузки относительно горизонтального полета. Параметры: постоянная времени фильтра. Выходные сигналы: фильтрованный угол атаки.

Блок активации функции α_floor 5 (блок «40_alfa_floor_management») предназначен для выработки сигнала активации функции α_floor