RU2387578C1

RU2387578C1 - System for automatic control of highly-maneuverable aircraft flight

Info

Publication number: RU2387578C1
Application number: RU2009104042/11A
Authority: RU
Inventors: Александр Владимирович Воробьев (RU); Александр Владимирович Воробьев; Борис Хаскельевич Штейнгардт (RU); Борис Хаскельевич Штейнгардт
Original assignee: Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика")
Priority date: 2009-02-09
Filing date: 2009-02-09
Publication date: 2010-04-27

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: systems for automatic control of highly maneuverable aircraft flight provide required characteristics of longitudinal stability and controllability when aircraft is piloted at limit angles of attack and accelerations. The system contains sensor unit 1, automata 2 for longitudinal control with limit modes restrictor ("АПУ"), drive 3, functional unit 4, setting unit 5 for limit values of attack angles (acceleration), first multiplier 6, first adder 7, setting unit 8 for unit signal of allowed attack angle (acceleration) in the range of its limit values.

EFFECT: decrease in attack angle overcontrol in system virtually to zero which fact makes possible to improve significantly characteristics of longitudinal stability and controllability when aircraft is piloted at limit angles of attack and accelerations.

1 dwg

Description

Изобретение относится к системам автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, в частности к системам, обеспечивающим требуемые характеристики продольной устойчивости и управляемости при пилотировании самолета на предельных углах атаки и перегрузках.The invention relates to automatic flight control systems for a highly maneuverable aircraft, in particular to systems providing the required longitudinal stability and controllability characteristics when piloting an aircraft at extreme angles of attack and overloads.

Известны системы автоматического управления полетом самолета, при которых требования продольной устойчивости и управляемости самолета обеспечиваются благодаря использованию статических автоматов продольного управления (АПУ). Известные системы описаны, например, в книгах: Михалев И.К. и др. Системы автоматического управления самолетом. Методы анализа и расчета. М., Машиностроение, 1971, с.142, 146-150. / Под ред. С.М. Федорова. Автоматизированное управление самолетами и вертолетами. М., Транспорт, 1977, с.76-77; Оболенский Ю.Г. Управление полетом маневренных самолетов. М., филиал Воениздат, 2007, с.248-260.Known systems for automatic flight control of an aircraft, in which the requirements of longitudinal stability and controllability of the aircraft are ensured by the use of static automatic control of longitudinal control (APU). Known systems are described, for example, in the books: Mikhalev I.K. and other systems of automatic control of the aircraft. Methods of analysis and calculation. M., Mechanical Engineering, 1971, p.142, 146-150. / Ed. CM. Fedorova. Automated control of airplanes and helicopters. M., Transport, 1977, p. 76-77; Obolensky Yu.G. Flight control of maneuverable aircraft. M., branch of Military Publishing, 2007, p. 248-260.

К недостаткам известных систем автоматического управления, предусматривающих использование АПУ, следует отнести тот факт, что, применительно к высокоманевренному самолету, в частности типа МИГ-29КУБ, при управлении на предельных углах атаки и перегрузках перерегулирование в системе по углу атаки и по нормальной перегрузке существенно превышает допустимые значения. Как показали результаты моделирования, в системе невозможно обеспечить требуемые характеристики во всем диапазоне изменения центровок и весов самолета.The disadvantages of the known automatic control systems involving the use of automatic control systems include the fact that, in relation to a highly maneuverable aircraft, in particular, the MIG-29KUB type, when controlling at extreme angles of attack and overloads, the overshoot in the system by the angle of attack and by normal overload significantly exceeds valid values. As the simulation results showed, it is impossible to provide the required characteristics in the system over the entire range of changes in the alignment and weight of the aircraft.

Наиболее близкой по технической сущности к заявляемой является система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, предусматривающая использование статического АПУ с ограничителем предельных режимов, описанная в книге Оболенского Ю.Г. Управление полетом маневренных самолетов. М., филиал Воениздат, 2007, с.248-260.Closest to the technical nature of the claimed is a system of automatic flight control of a highly maneuverable aircraft, involving the use of a static APA with limiter limit modes, described in the book Obolensky Yu.G. Flight control of maneuverable aircraft. M., branch of Military Publishing, 2007, p. 248-260.

Однако данной системе присущи недостатки, описанные выше, не позволяющие обеспечить требуемые характеристики устойчивости и управляемости в продольном движении самолета на предельных углах атаки и перегрузках.However, this system has the disadvantages described above, which do not allow to provide the required stability and controllability characteristics in the longitudinal movement of the aircraft at extreme angles of attack and overloads.

Целью настоящего изобретения является устранение указанных недостатков и обеспечение требуемых характеристик устойчивости и управляемости самолета при полетах на предельных углах атаки и перегрузках путем формирования сигнала допустимого угла атаки (перегрузки) и уменьшения перерегулирования в системе практически до нуля.The aim of the present invention is to eliminate these drawbacks and provide the required characteristics of stability and controllability of the aircraft when flying at extreme angles of attack and overloads by generating a signal of an acceptable angle of attack (overload) and reduce overshoot in the system to almost zero.

Поставленная цель достигается за счет того, что в систему автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, содержащую блок датчиков, последовательно соединенные автомат продольного управления с ограничителем предельных режимов и привод, а также задатчик предельных значений углов атаки (перегрузок), причем выходы блока датчиков по сигналам перемещения ручки управления, угловой скорости тангажа и угла атаки (перегрузки) соединены с соответствующими входами автомата продольного управления с ограничителем предельных режимов, дополнительно введены функциональный блок, вход которого соединен с выходом блока датчиков по сигналу угла атаки (перегрузки), последовательно соединенные первое множительное устройство и первый сумматор, последовательно соединенные задатчик единичного сигнала и второй сумматор, последовательно соединенные второе множительное устройство и апериодическое звено, первые входы множительных устройств соединены с выходом задатчика предельных значений угла атаки (перегрузки), второй вход первого множительного устройства и второй, инвертирующий, вход второго сумматора соединены с выходом функционального блока, при этом выход второго сумматора соединен со вторым входом второго множительного устройства, а выход апериодического звена соединен со вторым входом первого сумматора, выход которого соединен с четвертым входом автомата продольного управления с ограничителем предельных режимов.This goal is achieved due to the fact that in the automatic flight control system of a highly maneuverable aircraft containing a sensor block, a longitudinal control automaton is connected in series with a limit limiter and a drive, as well as a limit switch for the angle of attack (overloads), and the sensor block outputs are based on displacement signals control knobs, pitch angular velocity and angle of attack (overload) are connected to the corresponding inputs of the longitudinal control automaton with limit limiter of them, an additional functional block is introduced, the input of which is connected to the output of the sensor block by the signal of the angle of attack (overload), the first multiplier device and the first adder connected in series, the unit signal generator and the second adder connected in series, the second multiplier device and the aperiodic unit connected in series, the first the inputs of the multiplying devices are connected to the output of the limiter of the angle of attack (overload), the second input of the first multiplying device and the second, and vertiruyuschy, the second adder input connected to the output of the functional block, the output of the second adder is connected to a second input of the second multiplier unit and the output of delay element connected to the second input of the first adder, whose output is connected to a fourth input of the longitudinal control automaton limiter limiting modes.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена блок-схема заявляемой системы автоматического управления полетом высокоманевренного самолета.The invention is illustrated in the drawing, which shows a block diagram of the inventive system of automatic flight control highly maneuverable aircraft.

Данная система содержит блок 1 датчиков, автомат 2 продольного управления с ограничителем предельных режимов (АПУ), привод 3, функциональный блок 4, задатчик 5 предельных значений углов атаки (перегрузки), первое множительное устройство 6, первый сумматор 7, задатчик 8 единичного сигнала, второй сумматор 9, второе множительное устройство 10, апериодическое звено 11.This system contains a sensor unit 1, a longitudinal control automaton 2 with limit mode limiter (APU), a drive 3, a function block 4, a setter 5 of limit angles of attack (overload), a first multiplier 6, a first adder 7, a setter 8 of a single signal, second adder 9, second multiplier 10, aperiodic link 11.

Летчик, управляя самолетом, формирует на первом выходе блока 1 датчиков сигнал Хр, пропорциональный перемещению ручки управления. Данный сигнал через автомат 2 продольного управления с ограничителем предельных режимов подают на вход привода 3, осуществляя управление самолетом. Сигналы, пропорциональные возникающим при этом угловой скорости тангажа ω_z и углу атаки α (нормальной перегрузке n_y), со второго и третьего выходов блока 1 датчиков подаются соответственно на второй и третий входы автомата 2 продольного управления с ограничителем предельных режимов, в котором формируются соответствующие законы управления продольным движением самолета и ограничения предельных углов атаки (перегрузки). Сигнал с третьего выхода блока 1 датчиков, соответствующий углу атаки (перегрузке), подается также на вход функционального блока 4, формирующего коэффициент усиления K₁ сигнала в зависимости от текущего значения угла атаки α_тек (перегрузки n_{y тек}). При этом, если текущее значение α_тек (n_{y тек}) не превышает первого заданного предельного значения, например 0,85α_пред·(0,85n_{y пред}), коэффициент К₁=1, если текущее значение α_тек (n_{y тек}) превышают 0,85α_пред, коэффициент усиления уменьшается, достигая величины, близкой к нулю, например K₁=0-0,2 при α_пред (n_{y пред}). Сигнал, сформированный на выходе функционального блока 4, подается на второй вход первого множительного устройства 6 непосредственно, а на второй вход второго множительного устройства 10 - через второй сумматор 9, причем с коэффициентом усиления К₂=1-K₁. При этом на первые входы множительных устройств поступает сигнал с задатчика 5 предельных значений углов атаки (перегрузки). Сигнал с выхода множительного устройства 6 поступает на первый вход сумматора 7, а сигнал с выхода множительного устройства 10 через апериодическое звено 11 - на второй вход сумматора 7. Таким образом, на выходе данного сумматора формируется сигнал предельного угла атаки (перегрузки), зависящий от текущего значения угла атаки (перегрузки) и изменяющийся во времени, который в качестве дополнительного сигнала поступает на четвертый вход автомата 2 продольного управления с ограничителем предельных режимов.The pilot, controlling the aircraft, generates an XP signal at the first output of the sensor unit 1, proportional to the movement of the control handle. This signal through the machine 2 longitudinal control with limiter limit modes is fed to the input of the drive 3, controlling the aircraft. The signals proportional to the angular pitch velocity ω _z and the angle of attack α (normal overload n _y ) arising from this, from the second and third outputs of the sensor unit 1 are supplied respectively to the second and third inputs of the longitudinal control automaton 2 with limiter limiter, in which the corresponding laws governing the longitudinal movement of the aircraft and limiting the maximum angle of attack (overload). The signal from the third output of the sensor unit 1, corresponding to the angle of attack (overload), is also fed to the input of the functional unit 4, which forms the gain K _{1 of the} signal depending on the current value of the angle of attack α _tech (overload n _{y tech} ). Moreover, if the current value of α _tech (n _{y tech} ) does not exceed the first specified limit value, for example, 0.85α _pre · (0.85n _{y pre} ), the coefficient K ₁ = 1, if the current value of α _tech (n _{y tech} ) exceed 0.85α _before , the gain decreases, reaching a value close to zero, for example, K ₁ = 0-0.2 with α _before (n _{y before} ). The signal generated at the output of the functional unit 4 is fed directly to the second input of the first multiplier device 6, and to the second input of the second multiplier device 10 through the second adder 9, with a gain of K ₂ = 1-K ₁ . In this case, a signal from the master 5 of the limiting values of the angles of attack (overload) is supplied to the first inputs of the multiplying devices. The signal from the output of the multiplier 6 is fed to the first input of the adder 7, and the signal from the output of the multiplier 10 through the aperiodic link 11 is sent to the second input of the adder 7. Thus, a signal of the maximum angle of attack (overload) is formed at the output of this adder, depending on the current values of the angle of attack (overload) and varying in time, which as an additional signal is supplied to the fourth input of the machine 2 of the longitudinal control with limiter limit modes.

В результате в заявляемой системе осуществляется активное изменение сигнала допустимого угла атаки (перегрузки) в диапазоне его предельных значений. Это обеспечивает уменьшение перерегулирования в системе по углу атаки (перегрузки) практически до нуля и позволяет существенно улучшить характеристики продольной устойчивости и управляемости при пилотировании самолета на предельных углах атаки и перегрузках по сравнению с прототипом, описанном выше, где в контуре управления с астатическим ограничителем предельных углов атаки (перегрузки) используется величина рассогласования между текущим и предельным значениями угла атаки (перегрузки).As a result, in the inventive system, an active change is made in the signal of the permissible angle of attack (overload) in the range of its limiting values. This ensures that the overshoot in the system along the angle of attack (overload) is almost zero and can significantly improve the characteristics of longitudinal stability and controllability when piloting the aircraft at extreme angles of attack and overloads compared to the prototype described above, where in the control loop with an astatic limiter of limit angles attack (overload) the amount of mismatch between the current and limit values of the angle of attack (overload) is used.

Для реализации заявленной системы автоматического управления высокоманевренным самолетом не требуется специального оборудования. Так, в качестве интегрального блока датчиков может быть использован блок ИБД-51, а функции вычислителей (сумматоров, множительных устройств и т.п.) могут быть реализованы с помощью бортовой вычислительной машины.To implement the claimed system of automatic control of highly maneuverable aircraft does not require special equipment. So, as an integral block of sensors, the IBD-51 block can be used, and the functions of calculators (adders, multipliers, etc.) can be realized using an on-board computer.

Как показали результаты моделирования комплексной системы управления КСУ-941, при использовании данного технического решения представляется возможным свести значения перерегулирования по углам атаки и перегрузки практически к нулю при практически неизменном времени регулирования и существенно улучшить характеристики устойчивости и управляемости в системе. Таким образом, предлагаемая система реализуема и применима, в частности, для высокоманевренного самолета типа МИГ-29КУБ.As shown by the results of modeling the integrated control system KSU-941, when using this technical solution, it seems possible to reduce the overshoot in the angles of attack and overload to almost zero at a practically constant control time and to significantly improve the stability and controllability characteristics in the system. Thus, the proposed system is feasible and applicable, in particular, for a highly maneuverable aircraft type MIG-29KUB.

Claims

An automatic flight control system for a highly maneuverable aircraft, comprising a sensor unit, a longitudinal control machine connected in series with a limiter limiter and a drive, as well as a limiter for the angle of attack (overload), and the sensor unit outputs according to the control stick movement signals, pitch angular velocity and angle of attack (overload) are connected to the corresponding inputs of the machine of longitudinal control with limiter limit modes, characterized in that it additionally a functional block is included, the input of which is connected to the output of the sensor block by the signal of the angle of attack (overload), the first multiplier and the first adder are connected in series, the unit of signal and second adder are connected in series, the second multiplier and an aperiodic link are connected in series, the first inputs of multipliers connected to the output of the limiter of the angle of attack (overload), the second input of the first multiplying device and the second, inverting, WTO input th adder connected to the output of the functional block, the output of the second adder is connected to a second input of the second multiplier unit and the output of delay element connected to the second input of the first adder, whose output is connected to a fourth input of the longitudinal control automaton limiter limiting modes.