RU2373111C1 - Method of automatic flight control of highly-maneuverable aircraft - Google Patents
Method of automatic flight control of highly-maneuverable aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2373111C1 RU2373111C1 RU2008116300/11A RU2008116300A RU2373111C1 RU 2373111 C1 RU2373111 C1 RU 2373111C1 RU 2008116300/11 A RU2008116300/11 A RU 2008116300/11A RU 2008116300 A RU2008116300 A RU 2008116300A RU 2373111 C1 RU2373111 C1 RU 2373111C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- signal
- aircraft
- control
- mode
- signals
- Prior art date
Links
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Заявляемое изобретение относится к способам автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, использующего в продольном канале статический автомат продольного управления, в частности к способам, обеспечивающим устойчивость самолета по скорости.The claimed invention relates to methods for automatically controlling the flight of a highly maneuverable aircraft using a static longitudinal control machine in the longitudinal channel, in particular to methods for ensuring the aircraft's speed stability.
Известны способы автоматического управления полетом самолета, при которых устойчивость по скорости самолета, использующего статический автомат продольного управления (АПУ), обеспечивается за счет соответствующего выбора коэффициентов по сигналам нормальной перегрузки (ny), угловой скорости тангажа (ωz) и датчика положения ручки (Кш). Данные способы описаны, например, в книгах: Михалев И.А. и др. Системы автоматического управления самолетом. Методы анализа и расчета. М.: Машиностроение, 1971, с.140-142; под ред. Федорова С.М. Автоматизированное управление самолетами и вертолетами. М.: Транспорт, 1977, с.76-77.Known methods of automatic flight control of an aircraft, in which the speed stability of an aircraft using a static longitudinal control automaton (APU) is ensured by the appropriate selection of coefficients for normal overload signals (n y ), pitch angular velocity (ω z ) and handle position sensor ( Ksh). These methods are described, for example, in the books: Mikhalev I.A. and other systems of automatic control of the aircraft. Methods of analysis and calculation. M .: Mechanical Engineering, 1971, p.140-142; under the editorship of Fedorova S.M. Automated control of airplanes and helicopters. M .: Transport, 1977, p. 76-77.
К недостаткам известных способов автоматического управления, предусматривающих использование статического АПУ, следует отнести тот факт, что применительно к высокоманевренному самолету типа МИГ-29КУБ, они не способны обеспечить устойчивость самолета по скорости во всем диапазоне рабочих высот и скоростей при его разбалансировке, вызванной изменением веса и центровки, только за счет сигналов датчиков обратных связей (ny, ωz) и положения ручки (Кш).The disadvantages of the known automatic control methods involving the use of a static automatic control system include the fact that, as applied to a highly maneuverable aircraft of the MIG-29KUB type, they are not capable of ensuring the stability of the aircraft in speed over the entire range of working heights and speeds when it is unbalanced due to a change in weight and alignment, only due to the signals of the feedback sensors (n y , ω z ) and the position of the handle (Ksh).
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому является способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, предусматривающий использование статического АПУ, описанный в книге Оболенского Ю.Г. Управление полетом маневренных самолетов. М.: филиал Воениздат, 2007, с.254.Closest to the technical nature of the claimed is a method of automatic flight control of a highly maneuverable aircraft, involving the use of static AAP, described in the book Obolensky Yu.G. Flight control of maneuverable aircraft. M .: branch of Military Publishing, 2007, p. 254.
Однако и данному способу присущи недостатки, описанные выше, не позволяющие обеспечить устойчивость высокоманевренного самолета по скорости во всем диапазоне его маневрирования.However, this method also has the disadvantages described above, which do not allow ensuring the stability of a highly maneuverable aircraft in terms of speed over the entire range of its maneuvering.
Целью настоящего изобретения является устранение указанных недостатков и обеспечение устойчивости по скорости высокоманевренного самолета, использующего статический АПУ, во всем диапазоне его маневрирования, независимо от величины разбалансировки, вызываемой изменением веса и центровки самолета.The aim of the present invention is to eliminate these drawbacks and ensure the stability of speed of a highly maneuverable aircraft using a static APA in the entire range of its maneuvering, regardless of the amount of imbalance caused by the change in weight and centering of the aircraft.
Поставленная цель достигается за счет того, что согласно предлагаемому способу автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, предусматривающему использование статического автомата продольного управления, при котором сигнал управления формируют на основе сигналов датчика положения ручки управления, нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа, дополнительно для формирования сигнала управления формируют сигнал, соответствующий среднеарифметическому значению балансировки самолета, рассчитанному для предельных значений центровки и веса самолета, сигнал, соответствующий разбалансировке самолета, вызванной изменением центровки и веса самолета во время полета, и сигнал желаемого балансировочного перемещения ручки управления, при этом сигнал разбалансировки формируют на основе сигнала нормальной перегрузки и сигнала разности между сигналами датчика положения ручки управления и желаемого балансировочного перемещения ручки управления с учетом режима управления или стабилизации, осуществляемого летчиком, причем сигнал, соответствующий разбалансировке самолета, вызванной изменением центровки и веса самолета, обнуляют на режиме «ВЗЛЕТ» и запоминают последнее значение при включении режима «ПОСАДКА».This goal is achieved due to the fact that according to the proposed method for automatically controlling the flight of a highly maneuverable aircraft, using a static longitudinal control machine, in which the control signal is generated based on the signals of the control stick position sensor, normal overload and pitch angular velocity, additionally, a control signal is generated signal corresponding to the arithmetic mean value of the aircraft balancing calculated for the limit centering values and weight of the aircraft, a signal corresponding to the unbalance of the aircraft caused by a change in the centering and weight of the aircraft during the flight, and the signal of the desired balancing movement of the control handle, while the imbalance signal is generated based on the normal overload signal and the difference signal between the signals of the control position sensor and the desired balancing movement of the control handle, taking into account the control or stabilization mode carried out by the pilot, the signal corresponding to the balancing of the aircraft caused by a change in the centering and weight of the aircraft is reset to zero on the TAKEOFF mode and the last value is memorized when the LANDING mode is turned on.
Для идентификации режима управления или стабилизации, осуществляемого летчиком, определяют знаки сигналов нормальной перегрузки и сигнала разности между сигналами датчика положения ручки управления и желаемого балансировочного перемещения ручки управления и идентифицируют режим, осуществляемый летчиком, как режим управления самолетом, если знаки сигналов противоположны, и как режим стабилизации, если знаки сигналов одинаковы.To identify the control or stabilization mode carried out by the pilot, the signs of the signals of normal overload and the difference signal between the signals of the position sensor of the control stick and the desired balancing movement of the control stick are identified and the pilot mode is identified as the airplane control mode, if the signal signs are opposite, and as the mode stabilization if the signs of the signals are the same.
При идентификации режима, осуществляемого летчиком, как режима управления самолетом, формируют сигнал разбалансировки, равный нулю, а при идентификации режима, осуществляемого летчиком, как режима стабилизации, формируют сигнал разбалансировки в виде постоянной скорости интегрирования, знак которой определяется знаком сигнала нормальной перегрузки, сигнал скорости интегрирования с временной задержкой интегрируют и с его учетом формируют сигнал управления приводом аэродинамического руля, при этом, если время интегрирования превышает заданное, обнуляют сигнал скорости интегрирования, причем величины временной задержки и времени непрерывного интегрирования выбирают из условия обеспечения требований к динамическим характеристикам управляемости при перебалансировке самолета.When identifying the mode carried out by the pilot as an airplane control mode, an unbalance signal equal to zero is generated, and when identifying the mode carried out by the pilot as an stabilization mode, an unbalance signal is generated in the form of a constant integration speed, the sign of which is determined by the sign of the normal overload signal, a speed signal integrations with a time delay integrate and, taking into account it, form a control signal for the drive of the aerodynamic steering wheel, while if the integration time is exceeded t set, zero the signal of the speed of integration, and the values of the time delay and the time of continuous integration are selected from the condition of providing requirements for the dynamic characteristics of controllability during rebalancing of the aircraft.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена функциональная схема системы, реализующей заявляемый способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета.The invention is illustrated in the drawing, which shows a functional diagram of a system that implements the inventive method of automatic flight control highly maneuverable aircraft.
Система содержит ручку 1 управления, датчик 2 положения ручки, вычислитель 3 статического автомата продольного управления, привод 4, аэродинамический руль 5, интегральный блок 6 датчиков, блок 7 среднеарифметического значения балансировки, сумматор 8, блок 9 управления интегралом, интегрирующее устройство 10, блок 11 желаемого балансировочного перемещения ручки управления и блок 12 разовых команд.The system comprises a control knob 1, a handle position sensor 2, a calculator 3 of a longitudinal longitudinal control automatics, a drive 4, an aerodynamic steering wheel 5, an integral sensor block 6, an arithmetic mean value of balancing unit 7, an adder 8, an integral control unit 9, an integrating device 10, block 11 the desired balancing movement of the control handle and the block of 12 one-time commands.
Летчик, управляя самолетом, отклоняет ручку 1 управления. На выходе датчика 2 положения ручки 1 управления формируют сигнал, пропорциональный данному отклонению, который подают на первый вход вычислителя 3 статического автомата продольного управления. На второй и третий входы вычислителя 3 подают сигналы нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа с интегрального блока 6 датчиков.The pilot, controlling the plane, rejects the control knob 1. At the output of the sensor 2, the positions of the control handle 1 generate a signal proportional to this deviation, which is fed to the first input of the calculator 3 of the static longitudinal control automaton. The second and third inputs of the calculator 3 provide signals of normal overload and pitch angular velocity from the integral unit 6 of the sensors.
Сигнал, сформированный в вычислителе 3 статического автомата продольного управления, подают на первый вход привода 4, с помощью которого отклоняют аэродинамический руль 5, осуществляя, таким образом, управление самолетом. При этом балансировка самолета, зависящая от центровки и веса самолета, в ряде случаев становится такой, что при разгонах самолета ручка 1 управления перемещается в направлении создания кабрирующих моментов, а при торможении - в направлении на пикирование, т.е. на самолете проявляется неустойчивость по скорости.The signal generated in the calculator 3 of the static longitudinal control automaton is fed to the first input of the actuator 4, with the help of which the aerodynamic steering wheel 5 is deflected, thereby controlling the aircraft. At the same time, the balancing of the aircraft, depending on the centering and weight of the aircraft, in some cases becomes such that during acceleration of the aircraft, the control handle 1 moves in the direction of creating cabriding moments, and when braking, it moves in the direction of diving, i.e. speed instability appears on the plane.
Для устранения данного недостатка сигнал с выхода блока 7 среднеарифметического значения балансировки, рассчитанного для предельных значений центровки и веса самолета, подают на второй вход привода 4.To eliminate this drawback, the signal from the output of block 7 of the arithmetic mean value of the balancing calculated for the limiting values of centering and weight of the aircraft is fed to the second input of the drive 4.
Теперь необходимо сформировать сигнал разбалансировки самолета, связанной с изменением центровки и веса самолета, и подать его на третий вход привода 4. Для этого используют последовательно соединенные сумматор 8, на первый вход которого подают сигнал с датчика 2 положения ручки управления, блок 9 управления интегралом, на первый вход которого подают сигнал нормальной перегрузки с интегрального блока 6 датчиков, и интегрирующее устройство 10. Кроме того, используют блок 11 желаемого балансировочного перемещения ручки 1 управления, сигнал с выхода которого подают на второй вход сумматора 8. В блоке 9 управления интегралом производят сравнение знаков сигнала нормальной перегрузки и сигнала разности между сигналами датчика 2 положения ручки управления и блока 11 желаемого балансировочного перемещения ручки управления, и тем самым определяют, какой режим осуществляется летчиком: режим управления нормальной перегрузкой (при противоположных знаках) или режим стабилизации (при одинаковых знаках). В режиме управления на выходе блока 9 управления интегралом формируют нулевой сигнал. При стабилизации формируют сигнал разбалансировки в виде постоянной скорости интегрирования, знак которой определяется знаком сигнала нормальной перегрузки интегрального блока 6 датчиков. Сигнал скорости интегрирования поступает на вход интегрирующего устройства 10 с временным запаздыванием. Отметим, что, если время непрерывного интегрирования больше заданного, обнуляют сигнал скорости интегрирования, причем величины временной задержки и времени непрерывного интегрирования выбирают из условия обеспечения требований к динамическим характеристикам управляемости при перебалансировке самолета. Сигнал с выхода блока 9 управления интегралом через интегрирующее устройство 10 подают на третий вход привода 4.Now it is necessary to generate an airplane unbalance signal associated with a change in the alignment and weight of the aircraft, and apply it to the third input of the drive 4. To do this, use a series-connected adder 8, the first input of which supplies a signal from the sensor 2 for the position of the control handle, integral control unit 9, to the first input of which a normal overload signal is supplied from the integral sensor unit 6, and an integrating device 10. In addition, use the block 11 of the desired balancing movement of the control handle 1, the signal from the output of which is fed to the second input of the adder 8. In the integral control unit 9, the signs of the normal overload signal and the difference signal between the signals of the sensor 2 of the position of the control knob and the block 11 of the desired balancing movement of the control knob are compared, and thereby determine which mode is performed by the pilot: mode control of normal overload (with opposite signs) or stabilization mode (with identical signs). In control mode, the output of the integral control unit 9 generates a zero signal. During stabilization, an imbalance signal is generated in the form of a constant integration speed, the sign of which is determined by the sign of the signal of normal overload of the integral sensor unit 6. The integration speed signal is fed to the input of the integrating device 10 with a temporary delay. Note that if the continuous integration time is longer than the set one, the integration speed signal is zeroed, and the values of the time delay and continuous integration time are selected from the condition of providing requirements for the dynamic characteristics of controllability during aircraft rebalancing. The signal from the output of the integral control unit 9 through the integrating device 10 is fed to the third input of the actuator 4.
Таким образом, в данной системе обеспечивается астатизм по сигналу сумматора 8, и при разгонах самолета ручка управления 1 по отношению к летчику будет перемещаться в направлении «от себя», а при торможении - «на себя», в полном соответствии с сигналом блока 11 желаемого балансировочного перемещения ручки управления, что соответствует устойчивому по скорости самолету.Thus, astatism is provided in this system according to the signal of the adder 8, and during acceleration of the aircraft, the control stick 1 with respect to the pilot will move in the direction “away from you”, and when braking it will move “towards you”, in full accordance with the signal of block 11 of the desired balancing movement of the control handle, which corresponds to a plane stable in speed.
Для исключения влияния интегральной части схемы на управляемость самолета на особо важных этапах полета (взлет, посадка) сигнал «ВЗЛЕТ» подают на третий вход блока 9 управления интегралом и осуществляют его обнуление, а сигнал «ПОСАДКА» подают на второй вход интегрирующего устройства 10 и запоминают его значение.To exclude the influence of the integrated part of the circuit on the controllability of the aircraft at especially important stages of flight (takeoff, landing), the “RISE” signal is fed to the third input of the integral control unit 9 and zeroed, and the “LANDING” signal is fed to the second input of the integrating device 10 and stored its meaning.
Для реализации заявленного способа автоматического управления высокоманевренным самолетом не требуется специального оборудования. Так в качестве интегрального блока датчиков может быть использован блок ИБД-51, а функции вычислителей и формирователя компенсационного сигнала могут быть реализованы с помощью бортовой вычислительной машины.To implement the claimed method 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 and a shaper of the compensation signal can be realized using an onboard computer.
Как показали результаты моделирования комплексной системы управления КСУ-941, при использовании данного способа автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, использующего статический автомат продольного управления, предоставляется возможность обеспечить устойчивость самолета по скорости.As shown by the results of modeling the integrated control system KSU-941, when using this method of automatic flight control of a highly maneuverable aircraft using a static longitudinal control machine, it is possible to ensure the aircraft's speed stability.
Таким образом, предлагаемый способ реализуем и применим, в частности, для высокоманевренного самолета типа МИГ-29КУБ.Thus, the proposed method is implemented and applicable, in particular, for a highly maneuverable aircraft type MIG-29KUB.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008116300/11A RU2373111C1 (en) | 2008-04-28 | 2008-04-28 | Method of automatic flight control of highly-maneuverable aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008116300/11A RU2373111C1 (en) | 2008-04-28 | 2008-04-28 | Method of automatic flight control of highly-maneuverable aircraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2373111C1 true RU2373111C1 (en) | 2009-11-20 |
Family
ID=41477819
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008116300/11A RU2373111C1 (en) | 2008-04-28 | 2008-04-28 | Method of automatic flight control of highly-maneuverable aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2373111C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2446429C1 (en) * | 2010-10-06 | 2012-03-27 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | High-maneuverability aircraft flight automatic control method |
| RU2459230C2 (en) * | 2010-10-06 | 2012-08-20 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | Automatic flight control system for highly-manoeuvrable aircraft |
| CN103144774A (en) * | 2011-11-28 | 2013-06-12 | 埃姆普里萨有限公司 | Flight control system mode and method providing aircraft speed control |
-
2008
- 2008-04-28 RU RU2008116300/11A patent/RU2373111C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Оболенский Ю.Г. Управление полетом маневренных самолетов. - М.: филиал Воениздат, 2007, с.254. Михалев И.А. и др. Системы автоматического управления самолетом. Методы анализа и расчета. - М.: Машиностроение, 1971, с.142, 146-150. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2446429C1 (en) * | 2010-10-06 | 2012-03-27 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | High-maneuverability aircraft flight automatic control method |
| RU2459230C2 (en) * | 2010-10-06 | 2012-08-20 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | Automatic flight control system for highly-manoeuvrable aircraft |
| CN103144774A (en) * | 2011-11-28 | 2013-06-12 | 埃姆普里萨有限公司 | Flight control system mode and method providing aircraft speed control |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10935985B2 (en) | Pitch and thrust control for tilt-rotor aircraft | |
| KR101856122B1 (en) | Rotorcraft control system, rotorcraft associated and corresponding control method | |
| US20070032923A1 (en) | Heading reference command and control algorithm systems and methods for aircraft turn-to-target maneuvers | |
| US20070030174A1 (en) | Heading reference command and control algorithm and cueing systems and methods for aircraft turn-to-target maneuvers | |
| EP2998819B1 (en) | Variable maximum commandable roll rate for directional control during engine-out rolling maneuver | |
| US10351230B2 (en) | Initial rotor state compensation for a rotorcraft | |
| EP3561631A1 (en) | Pitch and thrust control for compound aircraft | |
| JPH02270699A (en) | Aircraft motion command electronic control system and method for controlling pitch shaft motion | |
| RU2373111C1 (en) | Method of automatic flight control of highly-maneuverable aircraft | |
| Kügler et al. | Autoland for a novel UAV as a state-machine-based extension to a modular automatic flight guidance and control system | |
| US9718537B2 (en) | System and method for piloting an aircraft | |
| US20210171190A1 (en) | Method and a system for providing a rotorcraft with assistance in taking off | |
| US10099775B2 (en) | Autopilot system for an aircraft and related process | |
| Çetin | System identification and control of a fixed wing aircraft by using flight data obtained from x-plane flight simulator | |
| RU2387578C1 (en) | System for automatic control of highly-maneuverable aircraft flight | |
| RU2681509C1 (en) | Method for controlling elevator of aircraft | |
| CN113492971B (en) | Flying device, control method and control device thereof | |
| RU2372250C1 (en) | Method of automatic control of highly-maneuverable aircraft | |
| Gripp et al. | Configuration of aerodynamics model in flight simulator to investigate Pilot-Induced Oscillations and Loss of Control | |
| RU2380279C1 (en) | High-maneuverability aircraft automatic control system | |
| JP3028888B2 (en) | Autopilot device | |
| Tomczyk | A proposal of handling qualities shaping for general aviation aircraft | |
| Kuppusamy et al. | Design and validation of a control loading system for FAA level 5 flight training device of cirrus SR-20 airplanes | |
| Kier et al. | An integrated analysis model for assessment of critical load conditions for the vertical tail plane | |
| CN113741173B (en) | Control method for realizing TRC response type of telex helicopter |