RU2385823C1 - Automatic flight control method of high-performance aircraft - Google Patents

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention refers to automatic flight control method of high-performance aircraft, which involves static longitudinal control automat with limit attack (overload) angle limiter. For forming the signal of allowable attack angle within its limit values, there additionally formed is limit attack angle signal on the basis of the signal corresponding to actual attack angle value and on the basis of the signal corresponding to the specified limit attack angle value. Amplification coefficient of the signal corresponding to actual attack angle value is decreased by means of functional block from 1 when actual attack angle value reaches the value corresponding to the first specified limit attack angle value to the value close to zero when actual attack angle value reaches the value corresponding to the second specified limit attack angle value. The received signal is restored by means of aperiodic link to limit values and supplied to computer input of longitudinal control automat with limit attack (overload) angle limiter.

EFFECT: decreasing overcontrol in the system for attack (overload) angle almost to zero, which allows sufficiently improving characteristics of longitudinal stability and controllability during aircraft operation at limit attack angles and overloads.

1 dwg

Description

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

Известны способы автоматического управления полетом самолета, при которых требования продольной устойчивости и управляемости самолета обеспечиваются благодаря использованию статических автоматов продольного управления (АПУ). Известные способы 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. Федорова С.М. 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 methods of automatic flight control of the aircraft, in which the requirements of longitudinal stability and controllability of the aircraft are ensured through the use of static automatic control of longitudinal control (APU). Known methods 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; under the editorship of Fedorova S.M. 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 способов 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 автоматического управления по углу атаки и по нормальной перегрузке существенно превышает допустимые значения.The disadvantages of the known automatic control methods involving the use of APUs include the fact that, as applied to a highly maneuverable aircraft, in particular, the MIG-29KUB type, when controlling at extreme angles of attack and overloads, the overshoot in the automatic control system by the angle of attack and by normal overload significantly exceeds the permissible values.

Как показали результаты моделирования, при использовании известного способа автоматического управления в системе невозможно обеспечить требуемые характеристики во всем диапазоне изменения центровок и весов самолета.As the simulation results showed, when using the known method of automatic control in the system, it is impossible to provide the required characteristics in the entire range of changes in the alignment and weight of the aircraft.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому является способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, предусматривающий использование статического АПУ с ограничителем предельных режимов, описанный в книге Оболенского Ю.Г. Управление полетом маневренных самолетов. М., филиал Воениздат, 2007, с.248-260.The closest in technical essence to the claimed is a method 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 данному способу присущи недостатки, описанные выше, не позволяющие обеспечить требуемые характеристики устойчивости и управляемости в продольном движении самолета на предельных углах атаки и перегрузках.However, this method 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 самолета при полетах на предельных углах атаки (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 stability and aircraft characteristics when flying at extreme angles of attack (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 согласно предлагаемому способу автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, предусматривающему использование статического автомата продольного управления с ограничителем предельных углов атаки (перегрузок), для формирования сигнала допустимого угла атаки в диапазоне его предельных значений дополнительно формируют сигнал предельного угла атаки на основе сигнала, соответствующего текущему значению угла атаки, и сигнала, соответствующего заданному значению предельного угла атаки, причем коэффициент усиления сигнала, соответствующего текущему значению угла атаки, уменьшают с помощью функционального блока от 1, при достижении текущим значением угла атаки величины, соответствующей первому заданному значению предельного угла атаки, до величины, близкой к нулю, при достижении текущим значением угла атаки величины, соответствующей второму заданному значению предельного угла атаки, полученный сигнал восстанавливают посредством апериодического звена до предельных величин и подают восстановленный сигнал на вход вычислителя автомата продольного управления с ограничителем предельных углов атаки (перегрузок).This goal is achieved due to the fact that according to the proposed method for automatically controlling the flight of a highly maneuverable aircraft, involving the use of a static longitudinal control machine with a limiter of limiting angles of attack (overloads), an additional signal of the angle of attack at based on the signal corresponding to the current value of the angle of attack, and the signal corresponding to the specified value limit the angle of attack, and the gain of the signal corresponding to the current value of the angle of attack is reduced using the function block from 1, when the current value of the angle of attack reaches the value corresponding to the first specified value of the maximum angle of attack, to a value close to zero, when the current value is reached the angle of attack of the magnitude corresponding to the second predetermined value of the limiting angle of attack, the received signal is restored by means of an aperiodic link to the limiting values and the reconstructed signal is supplied cash at the input of the calculator of the longitudinal control machine with a limiter of the maximum angle of attack (overload).

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена блок-схема системы, реализующей заявляемый способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета.The invention is illustrated by the drawing, which shows a block diagram of a system that implements the inventive method 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 X_p, 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_{у тек}). При этом, если текущее значение α_тек (n_{у тек}) не превышает первого заданного предельного значения, например, 0,85 α_пред (0,85 n_{y пред}), коэффициент K₁=1, если текущее значение α_тек (n_{у тек}) превышают 0,85α_пред, коэффициент усиления уменьшается, достигая величины, близкой к нулю, например, K₁=0-0,2, при α_пред (n_{у 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 K₂=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 at the first output of the sensor unit 1 a signal X _p 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 signal gain K ₁ depending on the current value of the angle of attack α _tech (overload n _{at tech} ). Moreover, if the current value of α _tech (n _{at tech} ) does not exceed the first specified limit value, for example, 0.85 α _before (0.85 n _{y before} ), the coefficient K ₁ = 1, if the current value of α _tech (n _{at 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 _before ). The signal generated at the output of the functional unit 4 is fed directly to the second input of the first multiplier 6, and to the second input of the second multiplier 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, согласно заявляемому способу 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, описанным 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, according to the claimed method, 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 practically zero and can significantly improve the characteristics of longitudinal stability and controllability when piloting the aircraft at extreme angles of attack and overloads compared with 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 заявленного способа автоматического управления высокоманевренным самолетом не требуется специального оборудования. Так в качестве интегрального блока датчиков в реализующей его системе может быть использован блок ИБД-51, а функция вычислителей (сумматоров, множительных устройств и т.п.) могут быть выполнены с помощью бортовой вычислительной машины.To implement the claimed method of automatic control of highly maneuverable aircraft does not require special equipment. So, the IBD-51 block can be used as an integrated sensor block in the system that implements it, and the function of calculators (adders, multipliers, etc.) can be performed 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 самолета при полетах на предельных углах атаки (перегрузках). Таким образом, предлагаемый способ реализуем и применим, в частности, для высокоманевренного самолета типа МИГ-29КУБ.As the results of modeling the integrated control system KSU-941 showed, when using this technical solution, it seems possible to reduce the overshoot in the angles of attack and overload to almost zero at an almost constant control time and to significantly improve the stability and controllability of the aircraft when flying at extreme angles of attack (overloads) ) Thus, the proposed method is implemented and applicable, in particular, for a highly maneuverable aircraft type MIG-29KUB.

Claims (1)

Способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, предусматривающий использование статического автомата продольного управления с ограничителем предельных углов атаки (перегрузок), отличающийся тем, что для формирования сигнала допустимого угла атаки в диапазоне его предельных значений дополнительно формируют сигнал предельного угла атаки на основе сигнала, соответствующего текущему значению угла атаки, и сигнала, соответствующего заданному значению предельного угла атаки, причем коэффициент усиления сигнала, соответствующего текущему значению угла атаки, уменьшают с помощью функционального блока от 1 при достижении текущим значением угла атаки величины, соответствующей первому заданному значению предельного угла атаки, до величины, близкой к нулю при достижении текущим значением угла атаки величины, соответствующей второму заданному значению предельного угла атаки, полученный сигнал восстанавливают посредством апериодического звена до предельных величин и подают восстановленный сигнал на вход вычислителя автомата продольного управления с ограничителем предельных углов атаки (перегрузок). A method for automatically controlling the flight of a highly maneuverable aircraft, involving the use of a static longitudinal control machine with a limiter of maximum angle of attack (overload), characterized in that to generate a signal of an acceptable angle of attack in the range of its limit values, an additional signal of the angle of attack is additionally generated based on the signal corresponding to the current value angle of attack, and a signal corresponding to a given value of the limiting angle of attack, and the signal gain corresponding to the current value of the angle of attack, is reduced using a function block from 1 when the current value of the angle of attack reaches the value corresponding to the first specified value of the maximum angle of attack, to a value close to zero when the current value of the angle of attack reaches the value corresponding to the second specified value of the limit angle attacks, the received signal is restored by means of an aperiodic link to the limiting values and the restored signal is fed to the input of the calculator of the longitudinal control automaton with a limiter of the limiting angles of attack (overloads).