RU2542686C1 - Aircraft acs for landing - Google Patents

Abstract

FIELD: aircraft engineering.

SUBSTANCE: proposed system comprises navigation measurement complex, first and second scaling units, fur adders, two nonlinear units, integrator, signal multiplication unit, lengthwise control overload ACS, elevator and steering drive. Inputs of nonlinear unit and inputs of the second and fourth adders are connected to outputs of navigation and measurement complex. Output of the first nonlinear unit is connected to inputs of the first scaling unit, second nonlinear unit and third adder input. Integrator, second adder and first signal multiplication unit are connected to third adder. Second nonlinear unit and fourth adder are connected to signal multiplication first unit, fourth adder output being connected to second input of scaling unit. Integrator input is connected to second adder output. First adder output is connected to input of lengthwise control overload ACS.

EFFECT: ruled out parallel drift from approach path.

3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к системе автоматического управления самолетом в продольной плоскости при его снижении в режиме «возврат» на аэродром.The invention relates to the field of aviation technology, and in particular to a system for automatic control of an aircraft in the longitudinal plane when it is reduced in the "return" mode to the airfield.

Логика автоматического управления самолетом при выполнении режима «возврат» состоит в следующем (фиг.1). Задается траектория снижения в виде прямой линии с углом наклона 6° к плоскости горизонта. На первом этапе, когда самолет находится ниже траектории снижения, выполняется режим стабилизации высоты полета. Заданная высота стабилизации устанавливается на уровне 11000 м (номинальное значение), но может выбираться летчиком самостоятельно как выше, так и ниже заданного номинального значения. Высота полета стабилизируется до момента пересечения траектории движения самолета с наклонным участком траектории снижения.The logic of automatic control of the aircraft when performing the "return" mode is as follows (figure 1). The descent path is set in the form of a straight line with an angle of inclination of 6 ° to the horizon plane. At the first stage, when the aircraft is below the descent path, the flight altitude stabilization mode is performed. The preset stabilization height is set at 11000 m (nominal value), but can be independently selected by the pilot both above and below the preset nominal value. The flight altitude is stabilized until the intersection of the aircraft trajectory with the inclined section of the descent trajectory.

На втором этапе режима «возврат» самолет переводится на наклонный прямолинейный участок заданной траектории снижения, после чего выполняется стабилизация его положения на этой траектории. При достижении самолетом заданной высоты снижения при выполнении режима автоматического захода на посадку (т.н. высоты круга), номинальное значение которой составляет 600 м, осуществляется стабилизация этой высоты до момента включения режима автоматического захода на посадку.At the second stage of the “return” mode, the aircraft is transferred to an inclined straight section of a given descent path, after which its position on this path is stabilized. When the aircraft reaches the set descent altitude during the automatic approach approach (the so-called circle height), the nominal value of which is 600 m, this altitude is stabilized until the automatic approach mode is activated.

Режим «возврат» может включаться летчиком также на высоте, когда самолет находится выше заданной наклонной траектории снижения (после ее пересечения). В этом случае сразу выполняется приведение самолета на наклонный участок траектории снижения с последующей стабилизацией его положения на этой прямой (без участка стабилизации высоты).The “return” mode can also be activated by the pilot at altitude when the aircraft is above a predetermined inclined descent trajectory (after crossing it). In this case, the aircraft is immediately brought to the inclined section of the descent path, followed by stabilization of its position on this straight line (without the height stabilization section).

Сигнал ΔН линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения как на участках стабилизации высоты, так и на наклонном участке заданной траектории снижения, формируется с помощью специализированного навигационно-измерительного комплекса. При этом ΔH=H-H_зад, где Н - текущая высота полета самолета, H_зад - заданная высота полета самолета, формируемая прямолинейной траекторией снижения с углом наклона 6°.The signal ΔН of the aircraft’s linear deviation in height from the predetermined descent trajectory both at the height stabilization sections and on the inclined portion of the predetermined descent trajectory is generated using a specialized navigation and measuring complex. Moreover, ΔH = HH _rear , where H is the current flight altitude of the aircraft, H _rear is the specified altitude of the aircraft, formed by a straight line of descent with an inclination angle of 6 °.

Управление самолетом на всех этапах выполнения режима «возврат» осуществляется автоматически путем отработки сигнала n_узад заданной вертикальной перегрузки.Aircraft control at all stages of the “return” mode is carried out automatically by working out the signal n _{bridles of a} given vertical overload.

К системе автоматического управления самолетом при снижении предъявляются следующие требования:The following requirements are imposed on an automatic control system for an aircraft:

- при «вписывании» самолета на наклонную прямолинейную траекторию снижения из различных вариантов включения режима «возврат» (в момент пересечения или после пересечения траектории снижения) вертикальная скорость самолета не должна превышать по величине 50 м/сек;- when “inscribing” the aircraft onto an inclined rectilinear path of decline from various options for switching on the “return” mode (at the moment of crossing or after crossing the path of descent), the vertical speed of the aircraft should not exceed 50 m / s;

- по мере уменьшения высоты включения режима «возврат» допустимая вертикальная скорость самолета должна снижаться до безопасных, с точки зрения летчика, величин;- as the altitude of the inclusion of the "return" mode decreases, the permissible vertical speed of the aircraft should decrease to safe values, in terms of the pilot;

- при стабилизации самолета на заданной траектории снижения не должны возникать статические ошибки (ΔН→0).- when the aircraft is stabilized on a given descent path, no static errors should occur (ΔН → 0).

Известна система автоматической стабилизации заданной высоты полета самолета, использующая в своей работе сигналы угловой скорости тангажа, линейного отклонения и скорости линейного отклонения от заданной высоты (Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Павлина И.Г., Чикулаев М.С., Киселев Ю.Ф. Системы автоматического и директорного управления самолетом. М., Машиностроение, 1974, 232 с., рис.2.4, с.40). Ее недостатком является отсутствие контроля за вертикальной скоростью самолета - она может значительно превышать допустимые значения при отработке больших отклонений самолета от заданной высоты.A known system for automatic stabilization of a given flight altitude of a plane is used in its work signals of pitch angular velocity, linear deviation and linear deviation speed from a given height (Mikhalev I.A., Okoyemov B.N., Pavlina I.G., Chikulaev M.S. ., Kiselev Yu.F. Systems of automatic and director control of an airplane. M., Mashinostroenie, 1974, 232 pp., Fig. 2.4, p.40). Its disadvantage is the lack of control over the vertical speed of the aircraft - it can significantly exceed the permissible values when practicing large deviations of the aircraft from a given height.

Другой известной системе автоматической стабилизации заданной высоты полета самолета, использующей в своей работе сигналы угловой скорости тангажа, линейного отклонения от заданной траектории и угла тангажа (Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Павлина И.Г., Чикулаев М.С., Киселев Ю.Ф. Системы автоматического и директорного управления самолетом. М., Машиностроение, 1974, 232 с., рис.2.7, с.44), присущ тот же недостаток, а именно возможность превышения допустимой вертикальной скорости при отработке больших отклонений самолета от заданной высоты.Another well-known system for automatic stabilization of a given flight altitude using signals of pitch angular velocity, linear deviation from a given trajectory and pitch angle (Mikhalev I.A., Okoyemov B.N., Pavlina I.G., Chikulaev M.S. ., Kiselev Yu.F. Aircraft automatic and director control systems. M., Mashinostroenie, 1974, 232 pp., Fig.2.7, p.44), the same drawback is inherent, namely, the possibility of exceeding the permissible vertical speed when practicing large deviations aircraft from a given height.

Наиболее близкой к заявляемой системе автоматического управления самолетом при снижении (прототипом) является классическая система управления высотой полета (Боднер В.А. Теория автоматического управления полетом. М., Наука, 1964, 700 с., рис.4.2, с.178). Данная система содержит навигационно-измерительный комплекс, на первом выходе которого формируется сигнал ΔН линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения, а на втором - сигнал V_y вертикальной скорости самолета. Также система содержит первый и второй масштабные блоки, входы которых соединены соответственно с первым и вторым выходами навигационно-измерительного комплекса, первый сумматор, первый и второй входы которого подключены соответственно к выходам первого и второго масштабных блоков, руль высоты самолета, соединенный с выходом рулевого привода. Кроме того, система-прототип снабжена тангажным автоматом продольного управления (АПУ), вход которого подключен к выходу первого сумматора, а выход - к входу рулевого привода. На выходе первого сумматора формируется командный сигнал ϑ_зад заданного приращения угла тангажа относительно балансировочного значения, отрабатываемого затем самолетом совместно с тангажным АПУ:Closest to the claimed system of automatic control of the aircraft when lowering (prototype) is the classical flight altitude control system (Bodner V.A. Theory of automatic flight control. M., Nauka, 1964, 700 p., Fig. 4.2, p. 178). This system contains a navigation-measuring complex, at the first output of which a signal ΔН of the aircraft linear deviation in height from a given descent path is generated, and at the second, a signal V _y of the aircraft’s vertical speed. The system also contains the first and second scale blocks, the inputs of which are connected respectively to the first and second outputs of the navigation-measuring complex, the first adder, the first and second inputs of which are connected respectively to the outputs of the first and second scale blocks, the elevator of the aircraft connected to the output of the steering gear . In addition, the prototype system is equipped with a pitch automatic longitudinal control (APU), the input of which is connected to the output of the first adder, and the output to the input of the steering gear. At the output of the first adder is formed by a command signal θ _butt predetermined pitch angle increment relative to the balancing value, then executed by the aircraft together with tangazhnym AAP:

$${\vartheta }_{зад}={К}_{\Delta Н}\cdot \Delta Н+{К}_{V_y}\cdot V_y,(1)$$

$${\vartheta }_{s\mathrm{but}d}={\mathrm{TO}}_{\Delta N}\cdot \Delta N+{\mathrm{TO}}_{V_y}\cdot V_y,(\mathrm{one})$$

где К_ΔH - масштабный коэффициент первого масштабного блока,where K _ΔH is the scale factor of the first scale block,

$$K_{V_y}$$

- масштабный коэффициент второго масштабного блока. $$K_{V_y}$$

is the scale factor of the second scale block.

В указанной системе-прототипе после окончания переходных процессов на этапе «вписывания» на заданную траекторию снижения командный сигнал ϑ_зад на выходе первого сумматора получается равным нулю, а именно: ϑ_зад=0.In the specified prototype system, after the end of the transient processes at the stage of “inscribing” the command signal ϑ _ass at the output of the first adder to the predetermined reduction path, it turns out to be zero, namely: ϑ _ass = 0.

С учетом того, что при этом V_y=-V·Sin6° следует, что в установившемся состоянииGiven that in this case V _y = -V · Sin6 ° it follows that in the steady state

$$\Delta H=-V_y\cdot \frac{K_{V_y}}{K_{\Delta H}}=V\cdot Sin6°\cdot \frac{K_{V_y}}{K_{\Delta H}}>0,(2)$$

$$\Delta H=-V_y\cdot \frac{K_{V_y}}{K_{\Delta H}}=V\cdot Sin6°\cdot \frac{K_{V_y}}{K_{\Delta H}}>0,(2)$$

где V - скорость полета самолета при снижении.where V is the speed of the aircraft with a decrease.

Анализ соотношения (2) показывает, что в системе-прототипе всегда будет иметь место методическая ошибка стабилизации самолета на траектории снижения, а именно, снос вверх от этой траектории (ΔН>0), причем тем больший, чем больше скорость полета. Конкретная величина ошибки стабилизации определяется выбранными масштабными коэффициентами К_ΔH, $$K_{V_y}$$

, скоростью полета самолета и может составлять несколько десятков метров. Факт «параллельного сноса» реальной траектории снижения самолета является серьезным недостатком системы-прототипа, поскольку в этой ситуации летчик затрудняется контролировать пространственное положение самолета при снижении. Он видит, что на пилотажном приборе планка положения самолета относительно заданной траектории снижения отклонена от нулевого положения, т.е. самолет находится выше траектории снижения, и в то же время командный сигнал ϑ_зад=0, что говорит о том, что летчику не нужно вмешиваться в управление.An analysis of relation (2) shows that in the prototype system there will always be a methodological error in stabilizing the aircraft along the descent trajectory, namely, drift upwards from this trajectory (ΔН> 0), and the greater the greater the higher the flight speed. The specific value of the stabilization error is determined by the selected scale factors K _ΔH , $$K_{V_y}$$

, the flight speed of the aircraft and can be several tens of meters. The fact of “parallel demolition” of the real trajectory of the aircraft’s descent is a serious drawback of the prototype system, since in this situation the pilot finds it difficult to control the spatial position of the aircraft during descent. He sees that on the flight instrument, the plane of the position of the aircraft relative to a given path of decline is deviated from the zero position, i.e. the plane is above the descent path, and at the same time, the command signal ϑ _ass = 0, which means that the pilot does not need to intervene in control.

Таким образом, основными недостатками системы-прототипа при снижении самолета в режиме «возврат» являются:Thus, the main disadvantages of the prototype system when lowering the aircraft in the "return" mode are:

- отсутствие контроля за вертикальной скоростью самолета - она может значительно превышать допустимые значения (50 м/с) при отработке больших начальных отклонений самолета от заданной высоты в момент включения режима «возврат»;- lack of control over the vertical speed of the aircraft - it can significantly exceed the permissible values (50 m / s) when practicing large initial deviations of the aircraft from a given height at the time the "return" mode is activated;

- появление больших статических ошибок стабилизации самолета на траектории снижения, а именно, движение самолета при снижении после окончания переходных процессов происходит по прямой, параллельной заданной траектории снижения с превышением линейного отклонения самолета по высоте в несколько десятков метров, т.е. имеет место «параллельный снос» реальной траектории снижения относительно заданной. Конкретное значение возникающих ошибок стабилизации зависит от конкретных значений масштабных коэффициентов в масштабных блоках и от скорости полета самолета. Ошибки тем больше, чем больше скорость полета;- the appearance of large static errors of stabilization of the aircraft on the descent path, namely, the movement of the aircraft during descent after the end of transient processes occurs in a straight line parallel to the predetermined path of descent with an excess of the aircraft’s linear deviation in height of several tens of meters, i.e. there is a "parallel drift" of the real trajectory of decline relative to the given one. The specific value of the resulting stabilization errors depends on the specific values of the scale factors in the scale blocks and on the flight speed of the aircraft. Errors are greater, the greater the speed of flight;

- использование тангажного автомата продольного управления самолетом, которому свойственны невысокие характеристики ветроустойчивости, т.к. известно, что для повышения точности стабилизации самолета на заданной траектории снижения предпочтительно применение перегрузочного автомата продольного управления (см., например, Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматической посадки. М., Машиностроение, 1975, 216 с., с.99).- the use of a pitch automatic machine for longitudinal control of the aircraft, which is characterized by low wind resistance characteristics, because it is known that to increase the accuracy of stabilization of the aircraft on a given trajectory of descent, it is preferable to use a reloading automatic machine of longitudinal control (see, for example, Mikhalev I.A., Okoyemov B.N., Chikulaev M.S. Automatic landing systems. M., Engineering, 1975, 216 p., P. 99).

Техническим результатом заявляемой системы автоматического управления самолетом при снижении является повышение точности стабилизации самолета на траектории снижения вследствие исключения статических ошибок стабилизации на заданной траектории снижения и за счет использования перегрузочного АПУ, а также повышение безопасности пилотирования за счет ограничения вертикальной скорости самолета в допустимых пределах (-50 м/с<V_y<+50 м/с).The technical result of the claimed system of automatic control of the aircraft when reducing is to increase the accuracy of stabilization of the aircraft on the path of decline due to the exclusion of static stabilization errors on a given path of decline and through the use of reloading APU, as well as increasing the safety of piloting by limiting the vertical speed of the aircraft within acceptable limits (-50 m / s <V _y <+50 m / s).

Технический результат достигается тем, что система автоматического управления самолетом при снижении содержит навигационно-измерительный комплекс, на первом выходе которого формируется сигнал ΔН линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения, а на втором - сигнал V_y вертикальной скорости самолета, также система содержит первый и второй масштабные блоки, первый сумматор, первый и второй входы которого подключены соответственно к выходам первого и второго масштабных блоков, руль высоты самолета, соединенный с выходом рулевого привода. Дополнительно данная система автоматического управления содержит первый и второй нелинейные блоки, второй, третий и четвертый сумматоры, интегратор, блок перемножения сигналов, перегрузочный автомат продольного управления (АПУ), а навигационно-измерительный комплекс снабжен третьим выходом, на котором формируется сигнал Н текущей высоты полета, при этом первый и второй входы первого нелинейного блока подключены соответственно к первому и третьему выходам навигационно-измерительного комплекса, второй выход которого соединен с первыми входами второго и четвертого сумматоров, выход первого нелинейного блока подключен к входам первого масштабного блока, второго нелинейного блока и к первому входу третьего сумматора, второй инвертирующий вход которого соединен с выходом интегратора, а выход - со вторым входом второго сумматора и с первым входом блока перемножения сигналов, второй вход которого соединен с выходом второго нелинейного блока, к выходу блока перемножения сигналов подключен второй вход четвертого сумматора, выход которого подключен к входу второго масштабного блока, вход интегратора соединен с выходом второго сумматора, выход первого сумматора, формирующий сигнал n_узад заданной вертикальной перегрузки, подключен к входу перегрузочного АПУ, выход которого соединен с входом рулевого привода.The technical result is achieved by the fact that the automatic control system for the aircraft during descent contains a navigation and measuring system, the first output of which generates a signal ΔН of the plane's linear deviation in height from a predetermined descent path, and at the second, a signal V _y of the aircraft’s vertical speed, the system also contains the first and the second scale blocks, the first adder, the first and second inputs of which are connected respectively to the outputs of the first and second scale blocks, the elevator of the aircraft, connected to move the steering gear. In addition, this automatic control system contains first and second non-linear blocks, second, third and fourth adders, an integrator, a signal multiplying unit, a longitudinal control reloading unit (AAP), and the navigation-measuring complex is equipped with a third output, on which a signal H of the current flight altitude is generated while the first and second inputs of the first non-linear block are connected respectively to the first and third outputs of the navigation-measuring complex, the second output of which is connected to the first the inputs of the second and fourth adders, the output of the first non-linear block is connected to the inputs of the first scale block, the second non-linear block and to the first input of the third adder, the second inverting input of which is connected to the output of the integrator, and the output to the second input of the second adder and to the first input of the multiplication unit signals, the second input of which is connected to the output of the second non-linear block, the second input of the fourth adder, the output of which is connected to the input of the second of the second block, the integrator input is connected to the output of the second adder, the output of the first adder, which generates a signal n _{in the} set vertical overload, is connected to the input of the overload APU, the output of which is connected to the input of the steering gear.

Таким образом, безопасность пилотирования обеспечивается тем, что вертикальная скорость самолета при снижении ограничивается (на уровне 50 м/с) с помощью первого нелинейного блока, а повышение точности стабилизации самолета на заданной траектории снижения достигается за счет следующих факторов:Thus, the safety of piloting is ensured by the fact that the vertical speed of the aircraft during reduction is limited (at the level of 50 m / s) using the first non-linear block, and an increase in the accuracy of stabilization of the aircraft on a given path of reduction is achieved due to the following factors:

- вследствие дополнительно введенных второго, третьего и четвертого сумматоров, интегратора, второго нелинейного блока, блока перемножения сигналов, а также установления новых связей между блоками, на выходе третьего сумматора формируется сигнал V_y0 постоянной составляющей вертикальной скорости, равный по величине и обратный по знаку установившемуся значению вертикальной скорости самолета (V_y)_уст при движении самолета по заданной прямолинейной траектории снижения, т.e. V_y0=-(V_y)_уст=V·Sin6°;- due to the additionally introduced second, third, and fourth adders, an integrator, a second nonlinear block, a signal multiplication block, and also establishing new connections between the blocks, the output of the third adder generates a signal V _{y0 of the} constant component of the vertical velocity, equal in magnitude and inverse in sign to the steady state the value of the vertical speed of the aircraft (V _y ) _mouth when the aircraft moves along a given rectilinear path of decline, i.e. V _y0 = - (V _y ) _mouth = V · Sin6 °;

- на выходе четвертого сумматора при малых отклонениях от заданной траектории снижения (ΔН≤50 м) формируется сигнал ΔV_y скорости линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения, равный вертикальной скорости самолета V_y за вычетом компоненты (V_y)_уст: ΔV_y=V_y-(V_y)_уст;- at the output of the fourth adder, at small deviations from the given descent path (ΔН≤50 m), a signal ΔV _{y of the} aircraft linear deviation in height from the given descent path is generated, equal to the vertical speed of the airplane V _y minus the component (V _y ) _mouth : ΔV _y = V _y - (V _y ) _mouth ;

- исключение компоненты (V_y)_уст из сигнала V_y вертикальной скорости самолета и последующее использование полученного таким образом сигнала ΔV_y, участвующего далее в формировании сигнала n_узад заданной вертикальной перегрузки на выходе первого сумматора, позволяет исключить «параллельный снос» самолета при снижении по прямолинейной заданной траектории снижения и, тем самым, повысить точность работы системы управления;- exclusion of components (V _{y) mouth} from the signal V _y vertical speed of the aircraft and the subsequent use of the thus obtained signal ΔV _y, participating further in forming n _uzad signal predetermined vertical load on the output of the first adder, eliminates the "parallel demolition" aircraft while reducing by rectilinear predetermined reduction trajectory and, thereby, improve the accuracy of the control system;

- применение перегрузочного АПУ вместо тангажного АПУ позволяет дополнительно повысить точность работы системы управления за счет снижения динамических ошибок стабилизации самолета на траектории снижения при действии ветровых возмущений в условиях турбулентной атмосферы.- the use of a reloading APU instead of a pitch APU can further improve the accuracy of the control system by reducing the dynamic errors of aircraft stabilization along the reduction path under the influence of wind disturbances in a turbulent atmosphere.

Сущность изобретения поясняется графическими изображениями:The invention is illustrated by graphic images:

на фиг.1 представлена графическая схема порядка выполнения режима снижения самолета в режиме «возврат» на аэродром;figure 1 presents a graphical diagram of the execution mode of the reduction of the aircraft in the mode of "return" to the airfield;

на фиг.2 изображена заявляемая система автоматического управления самолетом при снижении;figure 2 shows the inventive system of automatic control of the aircraft when reducing;

на фиг.3 показан типовой переходный процесс изменения высоты при снижении самолета с предлагаемой системой управления.figure 3 shows a typical transition process of altitude when lowering the aircraft with the proposed control system.

На фиг.1-3 использованы следующие обозначения:1-3, the following notation is used:

1 - навигационно-измерительный комплекс1 - navigation and measuring complex

2, 3 - первый и второй масштабные блоки соответственно2, 3 - the first and second scale blocks, respectively

4, 5, 6, 7 - первый, второй, третий и четвертый сумматоры соответственно4, 5, 6, 7 - the first, second, third and fourth adders, respectively

8, 9 - первый и второй нелинейные блоки соответственно8, 9 - the first and second nonlinear blocks, respectively

10 - интегратор10 - integrator

11 - блок перемножения сигналов11 - block multiplication signals

12 - перегрузочный автомат продольного управления (АПУ)12 - reloading automatic control longitudinal control (APU)

13 - рулевой привод13 - steering gear

14 - руль высоты14 - elevator

V_y - вертикальная скорость самолетаV _y - the vertical speed of the aircraft

V_y0 - сигнал постоянной составляющей вертикальной скорости самолетаV _y0 - signal of the constant component of the vertical speed of the aircraft

$${\widehat{V}}_{y0}$$

- сигнал оценки постоянной составляющей вертикальной скорости самолета $${\widehat{V}}_{y0}$$

- signal evaluation of the constant component of the vertical speed of the aircraft

ΔV_y - сигнал скорости линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории сниженияΔV _y - the signal of the speed of the linear deviation of the aircraft in height from a given path of decline

n_узад - сигнал заданной вертикальной перегрузкиn _bridle - a signal of a given vertical overload

Δn_y - избыточная вертикальная перегрузкаΔn _y - excessive vertical overload

ΔН - сигнал линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории сниженияΔН - signal of the aircraft linear deviation in height from a given descent path

ΔН^* - ограниченный по уровню сигнал линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории сниженияΔН ^* - a signal of a plane-limited linear deviation of the aircraft in height from a given descent path

Н - текущая высота полета самолетаN - current airplane altitude

H_зад - заданная высота полета самолетаH _ass - a given altitude of the aircraft

H_круга - высота кругаH _circle - circle height

К_ΔH - масштабный коэффициент первого масштабного блока 2To _ΔH is the scale factor of the first scale block 2

$$K_{V_y}$$

- масштабный коэффициент второго масштабного блока 3 $$K_{V_y}$$

- scale factor of the second scale block 3

p - оператор дифференцированияp - differentiation operator

ВПП - взлетно-посадочная полосаRunway - runway

t - время, с.t is the time, s.

Система автоматического управления самолетом при снижении (фиг.2) содержит навигационно-измерительный комплекс 1, на первом выходе которого формируется сигнал ΔН линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения, а на втором - сигнал V_y вертикальной скорости самолета. Также система содержит первый 2 и второй 3 масштабные блоки, первый сумматор 4, входы которого подключены к выходам первого 2 и второго 3 масштабных блоков, руль высоты 14 самолета, соединенный с выходом рулевого привода 13. Дополнительно система управления содержит первый 8 и второй 9 нелинейные блоки, второй 5, третий 6 и четвертый 7 сумматоры, интегратор 10, блок перемножения сигналов 11, перегрузочный АПУ 12, а навигационно-измерительный комплекс 1 снабжен третьим выходом, на котором формируется сигнал Н текущей высоты полета самолета, при этом первый и второй входы первого нелинейного блока 8 подключены соответственно к первому и третьему выходам навигационно-измерительного комплекса 1, второй выход которого соединен с первыми входами второго 5 и четвертого 7 сумматоров, выход первого нелинейного блока 8 подключен к входам первого масштабного блока 2, второго нелинейного блока 9 и к первому входу третьего сумматора 6, второй инвертирующий вход которого соединен с выходом интегратора 10, а выход - со вторым входом второго сумматора 5 и с первым входом блока перемножения сигналов 11, второй вход которого соединен с выходом второго нелинейного блока 9, к выходу блока перемножения сигналов 11 подключен второй вход четвертого сумматора 7, выход которого подключен к входу второго масштабного блока 3, вход интегратора 10 соединен с выходом второго сумматора 5, выход первого сумматора 4, формирующий сигнал n_узад заданной вертикальной перегрузки, подключен к входу перегрузочного АПУ 12, выход которого соединен с входом рулевого привода 13.The automatic control system for the aircraft during descent (Fig. 2) contains a navigation and measuring complex 1, the first output of which generates a signal ΔН of the aircraft's linear deviation in height from a given descent path, and on the second, a signal V _y of the aircraft’s vertical speed. The system also contains the first 2 and second 3 scale blocks, the first adder 4, the inputs of which are connected to the outputs of the first 2 and second 3 scale blocks, an elevator 14 of the aircraft, connected to the output of the steering gear 13. Additionally, the control system contains the first 8 and second 9 non-linear blocks, second 5, third 6 and fourth 7 adders, integrator 10, signal multiplication unit 11, reloading APU 12, and the navigation and measuring complex 1 is equipped with a third output, on which a signal H of the current flight altitude of the aircraft is generated, while the second and second inputs of the first non-linear block 8 are connected respectively to the first and third outputs of the navigation and measuring complex 1, the second output of which is connected to the first inputs of the second 5 and fourth 7 adders, the output of the first non-linear block 8 is connected to the inputs of the first large-scale block 2, the second non-linear unit 9 and to the first input of the third adder 6, the second inverting input of which is connected to the output of the integrator 10, and the output to the second input of the second adder 5 and to the first input of the signal multiplier 11, sec the first input of which is connected to the output of the second nonlinear block 9, the second input of the fourth adder 7 is connected to the output of the signal multiplying unit 11, the output of which is connected to the input of the second large-scale unit 3, the input of the integrator 10 is connected to the output of the second adder 5, the output of the first adder 4, forming the signal n in _{front of a} given vertical overload is connected to the input of the reloading APU 12, the output of which is connected to the input of the steering gear 13.

Система автоматического управления самолетом при снижении работает следующим образом.The system of automatic control of the aircraft when reducing works as follows.

При малых отклонениях самолета от заданной траектории снижения, когда ΔН^*=ΔН, на выходе третьего сумматора 6 формируется сигнал V_y0, равный по величине и обратный по знаку установившемуся значению вертикальной скорости самолета (V_y)_уст при движении самолета по заданной прямолинейной траектории снижения. Из рассмотрения связей между вторым сумматором 5, интегратором 10 и третьим сумматором 6 (фиг.2) следует, что:For small deviations of the aircraft from the desired glide path, where? H ^=? H, the output of the third adder 6 a signal is V _y0, equal in magnitude and opposite in sign to the steady value of the vertical speed of the aircraft (V _{y) mouth} when moving an aircraft according to a predetermined linear trajectory reduction . From a consideration of the relationships between the second adder 5, the integrator 10 and the third adder 6 (figure 2), it follows that:

$$V_{y0}=\Delta H\frac{p}{p+1}-V_y\frac{1}{p+1}=(H-H_{зад})\frac{p}{p+1}-V_y\frac{1}{p+1}$$

, $${\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="V\; y"\; filenames="00000024.png"\; state="\{\{state\}\}">V\; </figure-callout>}}_y=\Delta H\frac{p}{p+\mathrm{one}}-V_y\frac{\mathrm{one}}{p+\mathrm{one}}=(H-H_{s\mathrm{but}d})\frac{p}{p+\mathrm{one}}-V_y\frac{\mathrm{one}}{p+\mathrm{one}}$$

,

где р - оператор дифференцирования.where p is the differentiation operator.

Учитывая, что $$p\cdot H=\dot{H}$$

и $$p\cdot H_{зад}={\dot{H}}_{зад}$$

Given that $$p\cdot H=\dot{H}$$

and $$p\cdot H_{s\mathrm{but}d}={\dot{H}}_{s\mathrm{but}d}$$

где $$\dot{H}=\frac{dH}{dt}$$

, $${\dot{H}}_{зад}=\frac{d{H}_{зад}}{dt}$$

,Where $$\dot{H}=\frac{dH}{dt}$$

, $${\dot{H}}_{s\mathrm{but}d}=\frac{d{H}_{s\mathrm{but}d}}{dt}$$

,

а также что $$\dot{H}=V_y$$

, $${\dot{H}}_{зад}={(V_y)}_{зад}={(V_y)}_{уст}$$

,as well as $$\dot{H}=V_y$$

, $${\dot{H}}_{s\mathrm{but}d}={(V_y)}_{s\mathrm{but}d}={(V_y)}_{\mathrm{at}\mathrm{from}t}$$

,

где (V_y)_зад - заданное значение вертикальной скорости самолета, получается:where (V _y ) _ass is a given value of the vertical speed of the aircraft, it turns out:

$$V_{y0}=V_y\frac{1}{p+1}-{(V_y)}_{зад}\frac{1}{p+1}-V_y\frac{1}{p+1}=-{(V_y)}_{зад}\frac{1}{p+1}=-{(V_y)}_{уст}\frac{1}{p+1}.(3)$$

$${\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="V\; y"\; filenames="00000024.png"\; state="\{\{state\}\}">V\; </figure-callout>}}_y=V_y\frac{\mathrm{one}}{p+\mathrm{one}}-{(V_y)}_{s\mathrm{but}d}\frac{\mathrm{one}}{p+\mathrm{one}}-V_y\frac{\mathrm{one}}{p+\mathrm{one}}=-{(V_y)}_{s\mathrm{but}d}\frac{\mathrm{one}}{p+\mathrm{one}}=-{(V_y)}_{\mathrm{at}\mathrm{from}t}\frac{\mathrm{one}}{p+\mathrm{one}}.(3)$$

Как следует из (3), при движении самолета строго по наклонной прямолинейной траектории приблизительно через 3 секунды на выходе третьего сумматора 6 устанавливается сигнал V_y0, равный установившемуся значению вертикальной скорости самолета (V_y)_уст и обратный ему по знаку. Запаздывание по времени на 3 секунды обусловлено наличием апериодического звена $$\frac{1}{p+1}$$

.It follows from (3) when moving along the inclined plane strictly rectilinear trajectory approximately 3 seconds at the output of the third adder 6 is set signal V _y0, the steady value equal to the vertical velocity of the aircraft (V _y) and _{the mouth of} the inverse sign. The time delay of 3 seconds is due to the presence of an aperiodic link $$\frac{\mathrm{one}}{p+\mathrm{one}}$$

.

При включении режима «возврат» на больших высотах (Н>2000 м) в случае больших отклонений самолета по высоте от траектории снижения (ΔН>500 м) нелинейный блок 8 ограничивает сигнал отклонения самолета по высоте от заданной траектории движения на постоянном уровне 500 м (см. фиг.2), т.е. ΔН*=500 м на протяжении длительного времени. При этом на выходе второго нелинейного блока 9 формируется корректирующий сигнал, равный нулю, который, поступая далее на вход блока перемножения сигналов 11, «обнуляет» сигнал $${\widehat{V}}_{y0}$$

на втором входе четвертого сумматора 7. За счет этого на вход второго масштабного блока 3 в течение некоторого времени поступает сигнал ΔV_y, равный вертикальной скорости самолета V_y, т.е. ΔV_y=V_y. Под действием сформированных сигналов ΔН^*=500 м и ΔV_y=V_y на выходе первого сумматора 4 формируется сигнал n_узад заданной вертикальной перегрузки, под действием которого самолет движется в сторону заданной траектории снижения. После завершения переходных процессов «вписывания» на заданную траекторию снижения сигнал Пуча, на выходе первого сумматора 4 становится равным нулю n_узад=0.When the "return" mode is activated at high altitudes (H> 2000 m) in the case of large deviations of the aircraft in height from the descent path (ΔН> 500 m), the nonlinear block 8 restricts the signal of the aircraft deviation in height from the given trajectory at a constant level of 500 m ( see figure 2), i.e. ΔН * = 500 m for a long time. At the same time, at the output of the second nonlinear block 9, a correction signal equal to zero is formed, which, passing further to the input of the signal multiplication block 11, “nullifies” the signal $${\widehat{V}}_{\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="y"\; filenames="00000024.png"\; state="\{\{state\}\}">y</figure-callout>}0}$$

at the second input of the fourth adder 7. Due to this, the signal ΔV _y , equal to the vertical speed of the aircraft V _y , is received at the input of the second scale unit 3 for some time, i.e. ΔV _y = V _y . Under the influence of the generated signals ΔН ^* = 500 m and ΔV _y = V _y, at the output of the first adder 4, a signal n is _{formed in a} given vertical overload, under the influence of which the aircraft moves toward a predetermined descent path. After completion of the transient processes of “inscribing” the Puch signal at the output of the first adder 4 at the output of the first adder 4, the n- _bounce = 0 is completed.

Учитывая, чтоGiven that

$$n_{узад}=K_{\Delta H}\cdot \Delta H^{*}+K_{V_y}\cdot V_y$$

, $$n_{\mathrm{at}s\mathrm{but}d}=K_{\Delta H}\cdot \Delta H^{*}+K_{V_y}\cdot V_y$$

,

получается, что значение вертикальной скорости самолета равноit turns out that the value of the vertical speed of the plane is

$$V_y=-\Delta H^{*}\cdot \frac{K_{\Delta H}}{K_{V_y}}.(4)$$

$$V_y=-\Delta H^{*}\cdot \frac{K_{\Delta H}}{K_{V_y}}.(\mathrm{four})$$

Масштабные коэффициенты К_ΔH и $$K_{V_y}$$

задаются из условия приемлемых динамических характеристик процессов «вписывания» самолета на траекторию снижения. На практике К_ΔH=0,003 единиц перегрузки/м, $$K_{V_y}=0,03$$

единиц перегрузки/м/с, поэтомуThe scale factors K _ΔH and $$K_{V_y}$$

are set from the condition of acceptable dynamic characteristics of the processes of “inscribing” the aircraft on the descent trajectory. In practice, K _ΔH = 0.003 units of overload / m, $$K_{V_y}=0,03$$

units of overload / m / s, therefore

$$V_y=-\Delta H^{*}\cdot \frac{K_{\Delta H}}{K_{V_y}}=-500\frac{0,003}{0,03}=-50м/с.(5)$$

$$V_y=-\Delta H^{*}\cdot \frac{K_{\Delta H}}{K_{V_y}}=-500\frac{0,003}{0,03}=-\mathrm{fifty}m/\mathrm{from}.(5)$$

Как видно из соотношения (5), при выбранных в первом 2 и втором 3 масштабных блоках значениях К_ΔH и $$K_{V_y}$$

и выбранном уровне ограничения сигнала ΔН до значения ΔН^*, обеспечивается необходимое ограничение вертикальной скорости самолета при снижении (по величине не более 50 м/с).As can be seen from relation (5), when the values of K _ΔH and selected in the first 2 and second 3 scale blocks $$K_{V_y}$$

and the selected level of signal limitation ΔН to the value ΔН ^* , the necessary restriction of the vertical speed of the aircraft is provided with a decrease (in magnitude not more than 50 m / s).

Уровни ограничения сигнала ΔН^* в первом нелинейном блоке 8 выбраны таким образом, что по мере уменьшения высоты, на которой происходит включение режима снижения, уменьшается и вертикальная скорость самолета. Так, при включении режима снижения выше траектории снижения на высоте Н=600 м первый нелинейный блок 8 ограничивает входной сигнал ΔН на постоянном уровне 100 м, т.е. ΔН^*=100 м и величина вертикальной скорости самолета при снижении устанавливается на меньшем, чем прежде (50 м/с), уровне:The signal restriction levels ΔН ^* in the first non-linear block 8 are selected in such a way that, as the height at which the reduction mode is turned on decreases, the vertical speed of the aircraft also decreases. So, when you turn on the descent mode above the descent path at an altitude of H = 600 m, the first non-linear block 8 limits the input signal ΔН at a constant level of 100 m, i.e. ΔН ^* = 100 m and the value of the vertical speed of the aircraft with a decrease is set to a lower than before (50 m / s) level:

$$V_y=-\Delta H^{*}\cdot \frac{K_{\Delta H}}{K_{V_y}}=-100\frac{0,003}{0,03}=-10м/с.(6)$$

$$V_y=-\Delta H^{*}\cdot \frac{K_{\Delta H}}{K_{V_y}}=-\mathrm{one\; hundred}\frac{0,003}{0,03}=-10m/\mathrm{from}.(6)$$

Таким образом, с помощью первого нелинейного блока 8 ограничивается максимально возможная вертикальная скорость самолета V_y на уровне 50 м/с при включении режима снижения на больших высотах полета и обеспечивается ее уменьшение при включении этого режима на малых высотах (ниже 2000 м).Thus, using the first nonlinear block 8, the maximum possible vertical speed of the aircraft V _{y is} limited to 50 m / s when the reduction mode is activated at high altitudes and its reduction is enabled when this mode is activated at low altitudes (below 2000 m).

По мере уменьшения линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения сигнал ΔН^* на выходе первого нелинейного блока 8 уменьшается, на выходе второго нелинейного блока 9 появляется постепенно увеличивающийся от нуля до 1 корректирующий сигнал, на выходе блока перемножения сигналов 11 также появляется постепенно возрастающий по величине сигнал $${\widehat{V}}_{y0}$$

оценки постоянной составляющей вертикальной скорости самолета V_y0. В пределе, когда |ΔН^*|≤50 м, корректирующий сигнал на выходе второго нелинейного блока 9 становится всегда равным 1. В этой ситуации сигнал $${\widehat{V}}_{y0}$$

на выходе блока перемножения сигналов 11 становится равным сигналу V_y0, сформированному на выходе третьего сумматора 6. На выходе четвертого сумматора 7 из сигнала V_y, поступающего на его первый вход из навигационно-измерительного комплекса 1, вычитается сигнал $${\widehat{V}}_{y0}$$

, поступающий на второй вход четвертого сумматора 7 с выхода блока перемножения сигналов 11. Учитывая, что $${\widehat{V}}_{y0}=V_{y0}=-{(V_y)}_{уст}$$

и V_y=(V_y)_уст+ΔV_y, на выходе четвертого сумматора 7 после сложения сигналов $${\widehat{V}}_{y0}$$

и V_y формируется сигнал ΔV_y скорости линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения. В отличие от прототипа после окончания переходных процессов «вписывания» самолета на заданную траекторию снижения на выходе четвертого сумматора 7 формируется сигнал ΔV_y=0, за счет этого сигнал ΔН^* также становится равным нулю. Тем самым устраняется «параллельный снос» самолета с траектории снижения, т.е. повышается точность стабилизации самолета на траектории снижения.As the linear deviation of the aircraft in height from a predetermined reduction path decreases, the signal ΔН ^* at the output of the first non-linear block 8 decreases, at the output of the second non-linear block 9, a correction signal that gradually increases from zero to 1 appears, and at the output of the signal multiplier 11, a gradually increasing along signal magnitude $${\widehat{V}}_{\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="y"\; filenames="00000024.png"\; state="\{\{state\}\}">y</figure-callout>}0}$$

estimates of the constant component of the vertical speed of the aircraft V _y0 . In the limit when | ΔН ^* | ≤50 m, the correction signal at the output of the second non-linear block 9 always becomes 1. In this situation, the signal $${\widehat{V}}_{\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="y"\; filenames="00000024.png"\; state="\{\{state\}\}">y</figure-callout>}0}$$

at the output of the signal multiplication unit 11 becomes equal to the signal V _y0 generated at the output of the third adder 6. At the output of the fourth adder 7, the signal is subtracted from the signal V _y arriving at its first input from the navigation-measuring complex 1 $${\widehat{V}}_{\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="y"\; filenames="00000024.png"\; state="\{\{state\}\}">y</figure-callout>}0}$$

coming to the second input of the fourth adder 7 from the output of the block of multiplication of signals 11. Given that $${\widehat{V}}_{\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="y"\; filenames="00000024.png"\; state="\{\{state\}\}">y</figure-callout>}0}={\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="V\; y"\; filenames="00000024.png"\; state="\{\{state\}\}">V\; </figure-callout>}}_y=-{(V_y)}_{\mathrm{at}\mathrm{from}t}$$

and V _y = (V _y ) _mouth + ΔV _y , at the output of the fourth adder 7 after the addition of signals $${\widehat{V}}_{\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="y"\; filenames="00000024.png"\; state="\{\{state\}\}">y</figure-callout>}0}$$

and V _y , a signal ΔV _y of the linear velocity deviation of the aircraft in height from a predetermined descent path is generated. In contrast to the prototype, after the end of the transient processes of “inscribing” the aircraft onto a predetermined reduction path, a signal ΔV _y = 0 is formed at the output of the fourth adder 7, due to this, the signal ΔН ^* also becomes zero. This eliminates the "parallel drift" of the aircraft from the descent path, i.e. increases the accuracy of stabilization of the aircraft on the path of decline.

На фиг.3, в качестве иллюстрации, представлен типовой процесс снижения самолета с использованием заявляемой системы автоматического управления самолетом при снижении при следующих начальных условиях: текущая высота полета самолета Н равна 11000 м, скорость полета самолета при снижении V равна 500 м/с, включение режима снижения происходит при ΔН=700 м, удаление от среза взлетно-посадочной полосы (ВПП) составляет 25000 м. Как видно из графиков, полученных математическим моделированием, статическая ошибка стабилизации самолета на траектории снижения отсутствует, снижение самолета обеспечивается строго по заданной прямолинейной траектории.Figure 3, by way of illustration, presents a typical process of lowering an airplane using the inventive automatic airplane control system when lowering under the following initial conditions: the current altitude of the airplane N is 11,000 m, the airplane’s flight speed with decreasing V is 500 m / s, turning on the reduction mode occurs at ΔН = 700 m, the distance from the cut of the runway (runway) is 25,000 m. As can be seen from the graphs obtained by mathematical modeling, the static error of stabilization of the aircraft on the descent path I am absent, the reduction of the aircraft is ensured strictly along a given rectilinear path.

Отсутствие «параллельного сноса» самолета при снижении в режиме «возврат» подтверждено летными испытаниями заявляемой системы автоматического управления самолетом при снижении.The absence of "parallel demolition" of the aircraft during the decline in the "return" mode is confirmed by flight tests of the inventive system of automatic control of the aircraft during the decline.

Claims (1)

Система автоматического управления самолетом при снижении, содержащая навигационно-измерительный комплекс, на первом выходе которого сформирован сигнал линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения, а на втором - сигнал вертикальной скорости самолета, первый и второй масштабные блоки, первый сумматор, первый и второй входы которого подключены соответственно к выходам первого и второго масштабных блоков, руль высоты самолета, соединенный с выходом рулевого привода, отличающаяся тем, что с целью повышения безопасности пилотирования и точности стабилизации самолета на траектории снижения система дополнительно содержит первый и второй нелинейные блоки, второй, третий и четвертый сумматоры, интегратор, блок перемножения сигналов, перегрузочный автомат продольного управления (АПУ), а навигационно-измерительный комплекс снабжен третьим выходом, на котором формируется сигнал текущей высоты полета самолета, при этом первый и второй входы первого нелинейного блока подключены соответственно к первому и третьему выходам навигационно-измерительного комплекса, второй выход которого соединен с первыми входами второго и четвертого сумматоров, выход первого нелинейного блока подключен к входам первого масштабного блока, второго нелинейного блока и к первому входу третьего сумматора, второй инвертирующий вход которого соединен с выходом интегратора, а выход - со вторым входом второго сумматора и с первым входом блока перемножения сигналов, второй вход которого соединен с выходом второго нелинейного блока, к выходу блока перемножения сигналов подключен второй вход четвертого сумматора, выход которого подключен к входу второго масштабного блока, вход интегратора соединен с выходом второго сумматора, выход первого сумматора, формирующий сигнал заданной вертикальной перегрузки, подключен к входу перегрузочного АПУ, выход которого соединен с входом рулевого привода. Aircraft automatic control system during descent, containing a navigation-measuring complex, at the first output of which a signal of linear deviation of the aircraft in height from a given descent path is generated, and at the second - a signal of the aircraft’s vertical speed, the first and second large-scale blocks, the first adder, the first and second the inputs of which are connected respectively to the outputs of the first and second large-scale units, the aircraft elevator connected to the output of the steering gear, characterized in that in order to increase safety As regards the piloting accuracy and the accuracy of stabilization of the aircraft on the descent path, the system additionally contains the first and second non-linear blocks, the second, third and fourth adders, an integrator, a signal multiplying unit, a longitudinal control reloading automat (APU), and the navigation-measuring complex is equipped with a third output, on which a signal is generated of the current flight altitude of the aircraft, while the first and second inputs of the first non-linear block are connected respectively to the first and third outputs of the navigation and measurement about the complex, the second output of which is connected to the first inputs of the second and fourth adders, the output of the first non-linear block is connected to the inputs of the first scale block, the second non-linear block and to the first input of the third adder, the second inverting input of which is connected to the output of the integrator, and the output to the second the input of the second adder and with the first input of the signal multiplying unit, the second input of which is connected to the output of the second non-linear block, the second input of the fourth total is connected to the output of the signal multiplying unit and whose output is connected to the second input of scaling unit integrator input coupled to the output of the second adder, the output of the first adder forming the vertical signal of a predetermined overload, is connected to input handling AAP whose output is connected to the steering drive input.

Images