RU2434785C1 - Система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата - Google Patents
Система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2434785C1 RU2434785C1 RU2010107693/11A RU2010107693A RU2434785C1 RU 2434785 C1 RU2434785 C1 RU 2434785C1 RU 2010107693/11 A RU2010107693/11 A RU 2010107693/11A RU 2010107693 A RU2010107693 A RU 2010107693A RU 2434785 C1 RU2434785 C1 RU 2434785C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- angle
- aircraft
- pitch angle
- attack
- output
- Prior art date
Links
- 239000004606 Fillers/Extenders Substances 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 abstract 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 6
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 6
- 238000003786 synthesis reaction Methods 0.000 description 6
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 2
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 2
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 2
- YRSDVHGZBOKELJ-DHXGRXBNSA-N (2s,3r,4s,5s,6r)-2-[2-(3,4-dihydroxy-5-methoxyphenyl)-7-hydroxy-3-[(2s,3r,4s,5s,6r)-3,4,5-trihydroxy-6-(hydroxymethyl)oxan-2-yl]oxychromenylium-5-yl]oxy-6-(hydroxymethyl)oxane-3,4,5-triol;chloride Chemical compound [Cl-].OC1=C(O)C(OC)=CC(C=2C(=CC=3C(O[C@H]4[C@@H]([C@@H](O)[C@H](O)[C@@H](CO)O4)O)=CC(O)=CC=3[O+]=2)O[C@H]2[C@@H]([C@@H](O)[C@H](O)[C@@H](CO)O2)O)=C1 YRSDVHGZBOKELJ-DHXGRXBNSA-N 0.000 description 1
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- KLRABYJGMPNMSA-ZUUMSKAQSA-O Petunin Natural products OC1=C(O)C(OC)=CC(C=2C(=CC=3C(O[C@H]4[C@@H]([C@@H](O)[C@H](O)[C@@H](CO)O4)O)=CC(O)=CC=3[O+]=2)O[C@H]2[C@@H]([C@@H](O)[C@H](O)[C@@H](CO)O2)O)=C1 KLRABYJGMPNMSA-ZUUMSKAQSA-O 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 238000003908 quality control method Methods 0.000 description 1
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области систем автоматического управления (САУ) углом тангажа летательного аппарата (ЛА). Система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки ЛА содержит последовательно соединенные задатчик угла тангажа и вычислитель автопилота угла тангажа, сервопривод, выходной сигнал которого определяет угол отклонения руля высоты ЛА, датчик угла тангажа ЛА, последовательно соединенные задатчик максимального угла атаки, вычислитель автомата ограничения угла атаки и алгебраический селектор максимального сигнала, датчик угловой скорости ЛА. Выход датчика угла тангажа ЛА подключен к второму входу вычислителя автопилота угла тангажа. Выход алгебраического селектора максимального сигнала подключен к входу сервопривода. Выход датчика угловой скорости крена летательного аппарата подключен к второму входу вычислителя автомата ограничения угла атаки. Выход вычислителя автопилота угла тангажа подключен к второму входу алгебраического селектора максимального сигнала. Достигается обеспечение необходимой точности ограничения угла атаки и обеспечение плавных переходных процессов в САУ углом тангажа. 2 ил.
Description
Изобретение относится к области систем автоматического управления (САУ) углом тангажа летательного аппарата (ЛА).
Известны САУ, обеспечивающие отработку заданного угла тангажа ЛА с помощью автопилота, воздействующего на угол отклонения руля высоты ЛА [1. Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр.101, рис.3.9; 2. Красовский А.А. Системы автоматического управления полетом и их аналитическое конструирование. - М.: Наука, 1973. - 560 с. Стр.179, рис.5.2; 3. Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987. - с.240. Стр.192, рис.14.2, стр.194, рис.14.4, стр.198, рис.14.7, стр.201, рис.14.9].
Наиболее близкой по достигаемому техническому результату, выбранной в качестве прототипа, принимается САУ углом тангажа ЛА, реализующая астатический закон управления со скоростной обратной связью, содержащая последовательно соединенные задатчик угла тангажа и вычислитель автопилота угла тангажа, сервопривод, выходной сигнал которого определяет угол отклонения руля высоты летательного аппарата, датчик угла тангажа летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автопилота угла тангажа [Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М. Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр.101, рис.3.9].
Эта САУ обеспечивает хорошие статические и динамические характеристики канала управления углом тангажа ЛА, но не позволяет ограничить значение угла атаки, что может привести к недопустимым аэродинамическим характеристикам ЛА и нарушению безопасности полета при маневрировании на больших углах атаки.
Как известно, одним из наиболее важных ограничений при полете ЛА является ограничение угла атаки. Диапазон эксплуатационных углов атаки заключен между предельными допустимыми углами атаки (αдоп.min и αдоп.max [Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987. - с.240. Стр.42, рис.4.1].
Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является обеспечение необходимой точности ограничения угла атаки за счет включения в САУ углом тангажа ЛА автомата ограничения с помощью алгебраического селектора максимального сигнала.
Поставленная задача достигается тем, что в систему автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата, содержащую последовательно соединенные задатчик угла тангажа и вычислитель автопилота угла тангажа, сервопривод, выходной сигнал которого определяет угол отклонения руля высоты летательного аппарата, датчик угла тангажа летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автопилота угла тангажа, в отличие от прототипа дополнительно введены последовательно соединенные задатчик максимального угла атаки, вычислитель автомата ограничения угла атаки и селектор минимального сигнала, выход которого подключен к входу сервопривода, датчик угловой скорости крена летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автомата ограничения угла атаки, выход вычислителя автопилота угла тангажа подключен к второму входу селектора минимального сигнала.
Существо изобретения поясняется чертежами.
На фиг.1 представлена структурная схема заявляемой системы автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата.
На фиг.2 представлены результаты моделирования переходных процессов: 2а - графики переходных процессов в САУ углом тангажа ϑ без автомата ограничения угла атаки α, 2б - графики переходных процессов в САУ углом тангажа ϑ с автоматом ограничения угла атаки α.
Система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата, содержащая последовательно соединенные задатчик угла тангажа 1 и вычислитель автопилота угла тангажа 2, сервопривод 3, выходной сигнал которого определяет угол отклонения руля высоты летательного аппарата 4, датчик угла тангажа 5 летательного аппарата 4, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автопилота угла тангажа 2, согласно изобретению содержит последовательно соединенные задатчик максимального угла атаки 6, вычислитель автомата ограничения угла атаки 7 и алгебраический селектор максимального сигнала 8, выход которого подключен к входу сервопривода 3, датчик угловой скорости крена 9 летательного аппарата 4, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автомата ограничения угла атаки 7, выход вычислителя автопилота угла тангажа 2 подключен к второму входу алгебраического селектора максимального сигнала 8.
Ограничение угла атаки в приведенной системе достигается за счет введения в ее структуру автомата ограничения угла атаки и алгебраического селектора максимального сигнала.
Система автоматического управления углом тангажа с вычислителем автомата ограничения угла атаки работает следующим образом.
Сигнал заданного угла тангажа ϑзад с выхода задатчика угла тангажа 1 поступает на первый вход вычислителя автопилота угла тангажа 2, на второй вход которого поступает сигнал текущего значения угла тангажа ϑ с выхода датчика угла тангажа 5. На выходе вычислителя автопилота угла крена 2 формируется сигнал
поступающий на один из входов алгебраического селектора максимального сигнала 8.
Сигнал заданного максимального угла атаки αогр с выхода задатчика максимального угла атаки 6 поступает на первый вход вычислителя автомата ограничения угла атаки 7, на второй вход которого поступает сигнал текущего значения угла атаки α с выхода датчика угла атаки 9. На выходе вычислителя автомата ограничения угла атаки 7 формируется сигнал
поступающий на другой из двух входов алгебраического селектора максимального сигнала 8.
Для построения САУ с ограничением параметров ЛА можно использовать логические устройства, реализующие алгоритмы алгебраического селектирования каналов. Обычно применяется принцип селектирования, согласно которому регулируется параметр многомерного объекта управления, наиболее приблизившийся к величине, определяемой программой управления [Интегральные системы автоматического управления силовыми установками самолетов. / Под ред. А.А.Шевякова. - М.: Машиностроение, 1983. - 283 с. Стр.110-111]. Такое селектирование реализуется с помощью алгебраических селекторов.
Для того чтобы регулируемые параметры не превысили максимально допустимых значений (ограничение сверху), селектор должен пропустить на управление сигнал, соответствующий получению минимальной величины управляющего сигнала. Такое селектирование называют селектированием по минимуму, а селектор - селектором минимальных сигналов управления.
Если же ограничивают минимальные значения параметров (ограничение снизу), то предпочтение отдается регулятору параметра, для поддержания которого требуется наибольший управляющий сигнал, т.е. осуществляется селектирование по максимуму. В этом случае используют селектор максимальных сигналов управления.
Такая классификация алгебраических селекторов справедлива, если коэффициент передачи объекта управления больше нуля. Если коэффициент передачи объекта управления меньше нуля, логика алгебраического селектора должна быть противоположной. Как известно, в уравнения и передаточные функции ЛА по углу тангажа и углу атаки входит знак минус при изменении угла отклонения руля высоты δв [1. Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М. Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр.28; 2. Красовский А.А. Системы автоматического управления полетом и их аналитическое конструирование. - М.: Наука, 1973 г. - 560 с. Стр.37]. Поэтому в рассматриваемой системе должен использоваться алгебраический селектор максимального сигнала 9.
Относительно разности входных сигналов ε=U1-U2 выражение, описывающее работу алгебраического селектора двух величин, преобразуется с использованием операции выделения модуля следующим образом:
где µ=1 для селектора максимального сигнала; µ=-1 для селектора минимального сигнала.
Селекторы вводятся в САУ для плавного переключения каналов управления и обеспечивают во всех условиях работы управляющее воздействие только одного из нескольких каналов управления, включаемых в работу в зависимости от режима работы объекта управления. При этом каждый из каналов управления работает автономно и его параметры обычно выбираются без учета взаимодействия с другими каналами. Это позволяет сохранить статическую точность и запасы устойчивости, свойственные отдельным каналам управления.
Следовательно, алгебраический селектор обеспечивает плавное переключение с одного канала на другой, например с автопилота на автомат ограничения и обратно на автопилот.
Выходной сигнал U алгебраического селектора максимального сигнала 8 поступает на вход астатического сервопривода 3 с передаточной функцией
изменяющего угол отклонения руля высоты δв летательного аппарата 4:
Приведем синтез системы автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата.
Аналитический синтез передаточных чисел автопилота и автомата ограничения с учетом заданного качества САУ удобно производить с помощью метода стандартных переходных характеристик [Петунин В.И. Синтез законов управления канала тангажа автопилота. // Вестник УГАТУ, серия «Управление, вычислительная техника и информатика». 2007. Том 9, №2 (20). С.25-31]. При этом должно выполняться равенство передаточных функций исходной Ф(р) и желаемой систем Ф*(р):
Передаточная функция самолета по углу тангажа ϑ при управлении рулем высоты δв [Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр.28]:
Закон управления астатического автопилота угла тангажа со скоростной обратной связью:
где kϑ, 
, 
, 
- передаточные числа автопилота.
Синтез астатического автопилота угла тангажа со скоростной обратной связью подробно рассмотрен в работе [Петунин В.И. Синтез законов управления канала тангажа автопилота. // Вестник УГАТУ, серия «Управление, вычислительная техника и информатика». 2007. Том 9, №2 (20). С.25-31].
Передаточная функция самолета по углу атаки α при управлении рулем высоты δв [Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр.28]:
Закон управления автомата ограничения угла атаки:
где kα; k
; k
- передаточные числа автомата ограничения.
Передаточная функция замкнутой системы по углу атаки:
Желаемая передаточная функция замкнутой системы по углу атаки:
Тогда передаточные числа автомата ограничения:
Результаты синтеза подтверждаются результатами моделирования переходных процессов в заявляемой системе автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата, представленными на фиг.2, где задающие воздействия каналов: ϑзад=1; αогр=0,2. Переходные процессы 2а, полученные в САУ углом крена без автомата ограничения угловой скорости тангажа, являются не удовлетворительными, так как имеют заброс по углу атаки. Переходные процессы 2б, полученные в САУ углом тангажа с автоматом ограничения угла атаки, являются удовлетворительными, поскольку показывают необходимую точность ограничения α≤αогр=0,2 и хорошее качество управления на режимах переключения каналов системы.
Итак, заявляемое изобретение позволяет, благодаря введению в структуру САУ углом тангажа ЛА автомата ограничения угла атаки с помощью алгебраического селектора максимального сигнала, обеспечить необходимую точность ограничения угла атаки и плавные переходные процессы при переключении каналов.
Claims (1)
- Система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата, содержащая последовательно соединенные задатчик угла тангажа и вычислитель автопилота угла тангажа, сервопривод, выходной сигнал которого определяет угол отклонения руля высоты летательного аппарата, датчик угла тангажа летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автопилота угла тангажа, отличающаяся тем, что дополнительно содержит последовательно соединенные задатчик максимального угла атаки, вычислитель автомата ограничения угла атаки и алгебраический селектор максимального сигнала, выход которого подключен к входу сервопривода, датчик угловой скорости крена летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автомата ограничения угла атаки, выход вычислителя автопилота угла тангажа подключен к второму входу алгебраического селектора максимального сигнала.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010107693/11A RU2434785C1 (ru) | 2010-03-02 | 2010-03-02 | Система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010107693/11A RU2434785C1 (ru) | 2010-03-02 | 2010-03-02 | Система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2434785C1 true RU2434785C1 (ru) | 2011-11-27 |
Family
ID=45318132
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010107693/11A RU2434785C1 (ru) | 2010-03-02 | 2010-03-02 | Система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2434785C1 (ru) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2490168C1 (ru) * | 2011-12-16 | 2013-08-20 | Открытое акционерное общество "Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева" (ОАО "ТАНТК им. Г.М. Бериева") | Полуавтоматическая система предотвращения выхода угла тангажа самолета за пределы эксплуатационного диапазона |
| RU2560958C1 (ru) * | 2014-07-18 | 2015-08-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Система автоматического управления углом тангажа и ограничения предельных значений параметров летательного аппарата |
| RU2644842C2 (ru) * | 2015-11-18 | 2018-02-14 | Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" | Система автоматизированного модального управления в продольном канале летательных аппаратов |
| RU2686378C1 (ru) * | 2018-08-06 | 2019-04-25 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата |
-
2010
- 2010-03-02 RU RU2010107693/11A patent/RU2434785C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973, с.101. Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987, с.42. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2490168C1 (ru) * | 2011-12-16 | 2013-08-20 | Открытое акционерное общество "Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева" (ОАО "ТАНТК им. Г.М. Бериева") | Полуавтоматическая система предотвращения выхода угла тангажа самолета за пределы эксплуатационного диапазона |
| RU2560958C1 (ru) * | 2014-07-18 | 2015-08-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Система автоматического управления углом тангажа и ограничения предельных значений параметров летательного аппарата |
| RU2644842C2 (ru) * | 2015-11-18 | 2018-02-14 | Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" | Система автоматизированного модального управления в продольном канале летательных аппаратов |
| RU2686378C1 (ru) * | 2018-08-06 | 2019-04-25 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2434785C1 (ru) | Система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата | |
| EP0193442A1 (en) | Automatic camber control | |
| US5412299A (en) | Variable servo loop compensation in an active hand controller | |
| US4958786A (en) | Active control mechanism for a helicopter | |
| CN109446605B (zh) | 涡轴发动机非线性动态逆控制方法及装置 | |
| CN102320378B (zh) | 多操纵面飞机的一种均衡操纵分配方法 | |
| Tunik et al. | Parametric robust optimization of digital flight control systems | |
| DE60111303T2 (de) | Flugzeug mit elektrischer Flugsteuerung, versehen mit einem Autopilotsystem | |
| Ashraf et al. | Design linear feedback and LQR controller for lateral flight dynamics of F-16 aircraft | |
| US20180157221A1 (en) | Control system having variable gain feed forward (vgff) control | |
| US11148785B2 (en) | Parallel actuation control system providing dual mode operator control inputs for a compound aircraft | |
| RU2430858C1 (ru) | Система автоматического управления углом крена и ограничения угловой скорости крена летательного аппарата | |
| RU2560958C1 (ru) | Система автоматического управления углом тангажа и ограничения предельных значений параметров летательного аппарата | |
| RU2701628C2 (ru) | Система автоматического управления углом крена и ограничения угловой скорости крена летательного аппарата | |
| US3070301A (en) | Control systems | |
| RU2695474C1 (ru) | Система автоматического управления углом крена со статическим автопилотом и с ограничением угловой скорости крена летательного аппарата | |
| RU2503585C1 (ru) | Система автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата | |
| Schmidt | Optimal flight control synthesis via pilot modeling | |
| RU2681817C1 (ru) | Система автоматического управления углом курса и ограничения угла крена летательного аппарата | |
| CN112542974B (zh) | 一种电机控制系统 | |
| Jiang et al. | Tensor product model-based gain scheduling of a missile autopilot | |
| Lombaerts et al. | Design and flight testing of nonlinear autoflight control laws incorporating direct lift control | |
| Siddarth et al. | Global tracking control structures for nonlinear singularly perturbed aircraft systems | |
| RU2686378C1 (ru) | Система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата | |
| RU2644842C2 (ru) | Система автоматизированного модального управления в продольном канале летательных аппаратов |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20120303 |