RU2645589C2 - Remote redundant system of automated modal control in longitudinal channel of maneuvered manned and unmanned aircrafts - Google Patents

Remote redundant system of automated modal control in longitudinal channel of maneuvered manned and unmanned aircrafts Download PDF

Info

Publication number
RU2645589C2
RU2645589C2 RU2015149470A RU2015149470A RU2645589C2 RU 2645589 C2 RU2645589 C2 RU 2645589C2 RU 2015149470 A RU2015149470 A RU 2015149470A RU 2015149470 A RU2015149470 A RU 2015149470A RU 2645589 C2 RU2645589 C2 RU 2645589C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
angle
signal
pitch
attack
input
Prior art date
Application number
RU2015149470A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2015149470A (en
Inventor
Денис Александрович Михайлин
Владимир Леонидович Похваленский
Григорий Михайлович Синевич
Original Assignee
Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" filed Critical Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега"
Priority to RU2015149470A priority Critical patent/RU2645589C2/en
Publication of RU2015149470A publication Critical patent/RU2015149470A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2645589C2 publication Critical patent/RU2645589C2/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
    • B64C13/503—Fly-by-Wire
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0011—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots associated with a remote control arrangement

Landscapes

  • Feedback Control In General (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: remote redundant system of automated modal control in the longitudinal channel of maneuvered manned and unmanned aircrafts contains a pilot handle/pitch setting device, a pitch angle autopilot calculator, a servo drive, a pitch angle sensor, a limit regimes restrictor, a pitch angular velocity sensor, a balancing unit, a modal control algorithm calculator (MCAC), an air data system, a linear acceleration sensor, an attack angle identifier, connected in a certain way. The servo drive contains a hydraulic drive and a minimum signal selector. The marginal condition limiter contains a maximum attack angle selector and an angle-of-attack restriction machine computer. MCAC contains a signal conditioner of averaged reduced lift force coefficient, a program unit of system transfer function by pitch angular velocity signal, a discrepancy unit of pitching angular velocity, a control signal conditioner.
EFFECT: improved flight safety due to improved control characteristics.
2 dwg

Description

Изобретение относится к системам автоматического управления летательными аппаратами (ЛА), как пилотируемыми, так и беспилотными.The invention relates to automatic control systems for aircraft (LA), both manned and unmanned.

Известны устройство и метод для измерения воздушной скорости и угла атаки (US 5299455, 73/180, 05.04.94). Представленное устройство для измерения воздушной скорости и угла атаки установлено на выносной штанге в носовой части ЛА. В качестве преобразователей используются анемометрические датчики, размещенные на крестообразных цилиндрах. Сопротивление датчиков зависит от степени их обдува. На относительно небольших скоростях 500 км/ч изменение сопротивления датчиков пропорционально скорости обдува (скорости ЛА). На больших скоростях начинается аэродинамический нагрев поверхностей, где размещены датчики, и зависимость между скоростью и сопротивлением датчиков меняется. Кроме того, при скольжении ЛА меняется вектор скорости и, соответственно, сопротивление датчиков, что делает метод ограниченно пригодным, особенно на режимах сваливания и штопора.A known device and method for measuring airspeed and angle of attack (US 5299455, 73/180, 04/05/94). The presented device for measuring airspeed and angle of attack is installed on a remote rod in the bow of the aircraft. Anemometric sensors placed on cruciform cylinders are used as transducers. The resistance of the sensors depends on the degree of blowing. At relatively low speeds of 500 km / h, the change in the resistance of the sensors is proportional to the speed of airflow (aircraft speed). At high speeds, aerodynamic heating of the surfaces where the sensors are located begins, and the relationship between the speed and the resistance of the sensors changes. In addition, when the aircraft glides, the velocity vector and, accordingly, the resistance of the sensors changes, which makes the method limited suitable, especially in the stall and corkscrew modes.

Известен автомат определения и индикации углов атаки и перегрузок АУАСП-Р, включающий в себя датчик углов атаки, выход которого соединен с первым входом следящей системы, второй вход которого соединен с элементом отработки (потенциометром обратной связи) индикатора углов атаки, а выход с двигателем-редуктором, расположенным также в индикаторе.The known automatic machine for determining and displaying angles of attack and overloads AUASP-R, which includes an angle of attack sensor, the output of which is connected to the first input of the tracking system, the second input of which is connected to the testing element (feedback potentiometer) of the angle of attack indicator, and the output with the engine, gear located also in the indicator.

Это устройство обеспечивает экипаж информацией о текущем значении угла атаки с момента включения автомата.This device provides the crew with information about the current value of the angle of attack since the machine was turned on.

Однако здесь имеются существенные недостатки, заключающиеся в следующем.However, there are significant drawbacks, which are as follows.

1. Любой отказ в цепи вычисления угла атаки приводит или к потере информации о текущих значениях угла атаки, или к выдаче недостаточной информации без какой-либо сигнализации об этом экипажу.1. Any failure in the chain of calculation of the angle of attack leads either to loss of information about the current values of the angle of attack, or to the issuance of insufficient information without any signaling to the crew.

2. Информация, предоставляемая экипажу, недостоверна из-за неучета влияния на местные потоки, в которых устанавливается чувствительный элемент датчика углов атаки, других параметров полета, среди которых основное влияние оказывает угол скольжения самолета.2. The information provided to the crew is unreliable due to the neglect of the influence on the local flows, in which the sensitive element of the angle of attack sensor is installed, and other flight parameters, among which the gliding angle of the aircraft has the main effect.

Известно также устройство определения индикации и сигнализации углов атаки и перегрузок УДУА-6, содержащее два датчика угла атаки, которые для последующей компенсации влияния угла скольжения на местный угол атаки, устанавливаются на противоположных бортах (левом и правом) самолета, усредняющее устройство, вычислитель истинного угла атаки и блок контроля, причем выход левого датчика угла атаки одновременно подключен к первым входам блока контроля и усредняющего устройства, выход правого датчика угла атаки одновременно подключен к вторым входам блока контроля и усредняющего устройства, выход усредняющего устройства подключен к входу вычислителя истинного угла атаки, а с выходов вычислителя истинного угла атаки и блока контроля информация (истинный угол атаки и сигнализация исправности канала формирования угла атаки соответственно) выдается соответствующему потребителю (для целей индикации, сигнализации, САУ и т.д.).There is also a device for determining the indication and signaling of angles of attack and overloads UDUA-6, which contains two sensors of the angle of attack, which, for subsequent compensation of the influence of the sliding angle on the local angle of attack, are installed on opposite sides (left and right) of the aircraft, an averaging device, and a true angle calculator attack and control unit, the output of the left angle sensor is simultaneously connected to the first inputs of the control unit and the averaging device, the output of the right angle sensor is simultaneously connected to the second m to the inputs of the control unit and the averaging device, the output of the averaging device is connected to the input of the true attack angle calculator, and from the outputs of the true angle of attack calculator and the control unit, information (true angle of attack and signaling of serviceability of the channel for forming the angle of attack, respectively) is given to the corresponding consumer (for indication purposes , alarms, self-propelled guns, etc.).

Данное устройство формирует сигнал истинного угла атаки по следующей зависимости:

Figure 00000001
- среднее значение местного угла атаки.This device generates a signal of true angle of attack according to the following relationship:
Figure 00000001
- the average value of the local angle of attack.

Kα коэффициент перехода от местных углов атаки к истинным; αo истинный угол атаки при нулевом значении местного угла атаки; αмест.лев, αмест.прав сигналы местного угла атаки, снимаемые с левого и правого датчиков соответственно.K α is the coefficient of transition from local angles of attack to true; α o true angle of attack at zero local angle of attack; α local left , α local right local angle of attack signals taken from the left and right sensors, respectively.

Сигнал исправности канала угла атаки формируется в блоке контроля и выдается в случае превышения абсолютной разности значений левого и правого углов атаки определенной, заранее заданной и уточненной по результатам летных испытаний величины.The signal of serviceability of the channel of the angle of attack is generated in the control unit and is issued if the absolute difference between the values of the left and right angles of attack exceeds a certain value that is predetermined and adjusted according to the results of flight tests.

Данное устройство свободно от второго недостатка, отмеченного для аналога, однако в нем продолжает присутствовать первый, что существенно снижает безопасность пилотирования.This device is free from the second drawback noted for the analogue, but the first continues to be present in it, which significantly reduces the safety of piloting.

Известны способы формирования резервированных систем автоматического управления [1].Known methods for the formation of redundant automatic control systems [1].

Для реализации известных способов резервирования применяют двухкратное резервирование датчика угла атаки в четырехкратно резервированной системе дистанционного управления. Датчики располагаются на правом и левом бортах. При выполнении интенсивных маневров либо один, либо другой датчик находятся в затенении.To implement the known backup methods, double backup of the angle of attack sensor is used in a four-time redundant remote control system. Sensors are located on the right and left sides. When performing intensive maneuvers, either one or the other sensor is shaded.

Недостатком использования существующего метода является тот факт, что для определения неисправного источника информации необходимо иметь, как минимум, три источника информации. В связи с этим крайне актуальной становится задача косвенного определения координат ЛА для повышения надежности работы систем дистанционного управления (СДУ).The disadvantage of using the existing method is the fact that to determine a faulty source of information, you must have at least three sources of information. In this regard, it becomes extremely urgent to indirectly determine the coordinates of the aircraft to improve the reliability of remote control systems (CDS).

Известен способ измерения угла атаки путем размещения на обтекателе приемников воздушного давления в количестве трех штук, но для этого требуется точно задавать модель обтекания. Наличие несовпадения расчетной модели обтекания с реальным физическим процессом приводит к ухудшению точности измерения углов атаки и существенно ограничивает диапазон измерений [2].A known method of measuring the angle of attack by placing on the fairing air pressure receivers in the amount of three pieces, but this requires you to accurately set the model of flow. The presence of a mismatch between the calculated flow model and the real physical process leads to a deterioration in the accuracy of measurement of angles of attack and significantly limits the measurement range [2].

Известно устройство для определения угла атаки самолета по патенту [3], содержащее последовательно соединенные первый датчик угла атаки и первый блок формирования истинного значения угла атаки, второй датчик угла атаки, усредняющее устройство и блок контроля, отличающееся тем, что с целью повышения безопасности полета путем резервирования и контроля датчиков угла атаки, в него дополнительно введены второй блок формирования истинного значения угла атаки, вход которого соединен с выходом второго датчика угла атаки, блок коммутации, первый, второй и третий выходы которого соединены с первым, вторым и третьим входами усредняющего устройства, выход которого является выходом устройства для определения угла атаки, последовательно соединенные датчик веса, масштабный усилитель, первый блок деления, блок умножения, первый сумматор и второй блок деления, выходы первого и второго блоков формирования сигналов истинного значения угла атаки и второго блока деления соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами блока контроля и блока коммутации, четвертый вход блока контроля соединен с выходом усредняющего устройства, первый, второй, третий и четвертый выходы блока контроля соединены с четвертым, пятым, шестым и седьмым входами блока коммутации, датчик скоростного напора, выход которого соединен с вторым входом первого блока деления, и датчик нормальной перегрузки, выход которого соединен с вторым входом блока умножения, последовательно соединенные задатчик начальных значений коэффициента подъемной силы, второй сумматор и первый коммутатор, выход которого соединен с вторым инверсным входом первого сумматора, третий сумматор, выход которого соединен с вторым входом первого коммутатора, а первый вход с вторым выходом задатчика начальных значений коэффициента подъемной силы, датчик текущего положения закрылков, выход которого соединен с вторыми входами второго и третьего сумматоров соответственно, и датчик состояния шасси, выход которого соединен с управляющим входом первого коммутатора, второй коммутатор, выход которого соединен с вторым входом второго блока деления, четвертый сумматор и компаратор, задатчик начального значения крутизны наклона характеристики подъемной силы в функции угла атаки, выход которого соединен соответственно с первыми входами второго коммутатора и четвертого сумматора, датчик числа Маха, выход которого соединен соответственно с вторым входом четвертого сумматора, выход которого соединен с вторым входом второго коммутатора, и первым входом компаратора, выход которого соединен с управляющим входом второго коммутатора, задатчик порогового значения числа Маха, выход которого соединен с третьим инверсным входом четвертого сумматора и вторым входом компаратора соответственно.A device for determining the angle of attack of an aircraft according to the patent [3], comprising in series connected the first sensor of the angle of attack and the first unit for generating the true value of the angle of attack, the second sensor of the angle of attack, the averaging device and the control unit, characterized in that in order to increase flight safety by reservation and control of the angle of attack sensors, it is additionally introduced the second block for generating the true value of the angle of attack, the input of which is connected to the output of the second sensor of the angle of attack, the switching unit, the first , the second and third outputs of which are connected to the first, second and third inputs of the averaging device, the output of which is the output of the device for determining the angle of attack, the weight sensor, a scale amplifier, the first division unit, the multiplication unit, the first adder and the second division unit, the outputs the first and second blocks of signal formation of the true value of the angle of attack and the second division block are connected respectively to the first, second and third inputs of the control unit and the switching unit, the fourth input of the con trol is connected to the output of the averaging device, the first, second, third and fourth outputs of the control unit are connected to the fourth, fifth, sixth and seventh inputs of the switching unit, a pressure head sensor, the output of which is connected to the second input of the first division unit, and a normal overload sensor, output which is connected to the second input of the multiplication unit, series-connected initial value of the coefficient of lift, the second adder and the first switch, the output of which is connected to the second inverse input of the first a matator, a third adder, the output of which is connected to the second input of the first switch, and the first input with the second output of the initial value setter of the lift coefficient, a flap current position sensor, the output of which is connected to the second inputs of the second and third adders, respectively, and the chassis status sensor, output which is connected to the control input of the first switch, the second switch, the output of which is connected to the second input of the second division unit, the fourth adder and comparator, the initial value setter cr the slope utilization of the lift characteristic as a function of the angle of attack, the output of which is connected respectively to the first inputs of the second switch and the fourth adder, the Mach number sensor, the output of which is connected respectively to the second input of the fourth adder, whose output is connected to the second input of the second switch, and the first input of the comparator , the output of which is connected to the control input of the second switch, the threshold value of the Mach number, the output of which is connected to the third inverse input of the fourth adder and second direct input of the comparator, respectively.

Недостатком этого устройства является то, что метод определения угла атаки с достаточной степенью точности подходит для целей систем предупреждения, применяемых на неманевренных тяжелых самолетах.The disadvantage of this device is that the method of determining the angle of attack with a sufficient degree of accuracy is suitable for the purpose of warning systems used on non-maneuverable heavy aircraft.

Для реализации известных способов управления ЛА могут применяться методы модального управления, основанные на выборе полюсов передаточной функции замкнутой системы или корней ее характеристического уравнения. Если все составляющие вектора состояния объекта могут быть измерены и модель динамики объекта линейна, то обеспечение заданного расположения корней замкнутой системы не вызывает трудности. Требуемое расположение корней характеристического уравнения для каждого объекта определяется в отдельности [4].To implement the known control methods for aircraft, modal control methods based on the choice of the poles of the transfer function of a closed system or the roots of its characteristic equation can be used. If all the components of the state vector of the object can be measured and the model of the dynamics of the object is linear, then providing a given location of the roots of a closed system does not cause difficulties. The required location of the roots of the characteristic equation for each object is determined separately [4].

Технический результат от прилагаемого изобретения заключается в повышении безопасности полета путем улучшения характеристик управления ЛА с помощью построения алгоритма синтеза управления ЛА и решения задачи резервирования и контроля датчика угла атаки.The technical result of the attached invention is to increase flight safety by improving the control characteristics of the aircraft by constructing an algorithm for the synthesis of control of the aircraft and solving the problem of backup and control of the angle of attack sensor.

Технический результат достигается, во-первых, построением желаемой модели движения ЛА в продольной плоскости на основании критерия Шомбера-Гертсена, который подразумевает разделение на два типа управления самолетом на тангажное и перегрузочное, за границу принято значениеThe technical result is achieved, firstly, by constructing the desired model of aircraft motion in the longitudinal plane based on the Schomber-Gertsen criterion, which implies the division into two types of aircraft control into pitch and reload, the value taken abroad

Figure 00000002
ед.g/рад (
Figure 00000003
- частная производная нормальной перегрузки по углу атаки) [5].
Figure 00000002
units.g / rad (
Figure 00000003
is the partial derivative of normal overload with respect to the angle of attack) [5].

Для получения процессов в контуре управления близких к апериодическим на основании критерия Шомбера-Гертсена можно сформировать требования к желаемым значениям параметров объекта

Figure 00000004
и
Figure 00000005
(
Figure 00000004
- производная приведенной к произведению массы ЛА на скорость установившегося полета аэродинамической подъемной силы крыла по углу атаки,
Figure 00000005
- производная приведенного к моменту инерции относительно связанной оси Oz момента тангажа по углу атаки). При
Figure 00000006
удается получить корни характеристического многочлена системы с большими отрицательными вещественными частями, тем самым выполнить требования к апериодичности переходных процессов в контуре «летчик-система автоматического управления». При этом соотношение
Figure 00000006
может меняться на ±30%, важно, чтобы это соотношение не выходило за область, удовлетворяющую критерию. На основании этого соотношения формируются линейные дифференциальные уравнения желаемой системы. Во-вторых, косвенная оценка угла атаки может быть определена благодаря наличию информации о величине
Figure 00000004
и данных о воздушной скорости, которая может быть измерена современными системами воздушных сигналов (СВС) с точностью до 10%.To obtain processes in the control loop close to aperiodic based on the Schomber-Gertsen criterion, it is possible to formulate requirements for the desired values of the object parameters
Figure 00000004
and
Figure 00000005
(
Figure 00000004
- the derivative of the product of the mass of the aircraft by the speed of a steady flight of the aerodynamic lifting force of the wing by the angle of attack,
Figure 00000005
is the derivative of the pitch moment with respect to the connected axis Oz of the moment of inertia with respect to the angle of attack). At
Figure 00000006
it is possible to obtain the roots of the characteristic polynomial of the system with large negative real parts, thereby fulfilling the requirements for the aperiodicity of transients in the “pilot-automatic control system” circuit. Moreover, the ratio
Figure 00000006
can vary by ± 30%, it is important that this ratio does not go beyond the region that meets the criterion. Based on this relationship, linear differential equations of the desired system are formed. Secondly, an indirect estimate of the angle of attack can be determined due to the availability of information on the magnitude
Figure 00000004
and data on airspeed, which can be measured by modern air signal systems (AAS) with an accuracy of 10%.

Задача определения оценки истинного угла атаки становится актуальной особенно в тех случаях, когда необходимо обеспечивать работу ограничителя предельных режимов (ОПР), учитывающего в своем алгоритме ограничение по углу атаки, и обеспечить управление механизацией крыла (носки, переднее горизонтальное оперение).The task of determining the true angle of attack becomes relevant especially in cases where it is necessary to ensure the operation of the limit mode limiter (OPR), which takes into account the limitation on the angle of attack in its algorithm, and provide control over the wing mechanization (socks, front horizontal tail).

Для обеспечения заявленного технического результата необходимо решить задачу резервирования датчика угла атаки в модальной системе с астатическим законом управления по невязке.To ensure the claimed technical result, it is necessary to solve the problem of reservation of the angle of attack sensor in a modal system with an astatic residual control law.

Пусть с помощью модального управления и астатического закона управления по невязке ЛА приобрел свойства желаемой линейной модели. В этом случае приращение вертикальной перегрузки линейно связано с приращением угла атаки:Let, using modal control and the astatic law of control over the residual, the aircraft acquire the properties of the desired linear model. In this case, the increment of vertical overload is linearly related to the increment of the angle of attack:

Figure 00000007
Figure 00000007

где: ny - нормальная перегрузка;where: n y is the normal overload;

α - угол атаки;α is the angle of attack;

Figure 00000008
- нормальная перегрузка в зависимости от угла атаки.
Figure 00000008
- normal overload depending on the angle of attack.

В свою очередь

Figure 00000009
In its turn
Figure 00000009

где: V - воздушная скорость;where: V - airspeed;

q - скоростной напор;q - velocity head;

Figure 00000010
- производная приведенной к произведению массы ЛА на скорость установившегося полета аэродинамической подъемной силы крыла по углу атаки (коэффициент подъемной силы).
Figure 00000010
- the derivative of the product of the mass of the aircraft by the speed of the steady flight of the aerodynamic lift of the wing with respect to the angle of attack (lift coefficient).

Таким образом, измеряя перегрузки ЛА, а также получая данные о текущей величине воздушной скорости из системы воздушных сигналов, можно оценить величину угла атаки:Thus, by measuring aircraft overloads, as well as obtaining data on the current value of airspeed from the airborne signal system, we can estimate the angle of attack:

Figure 00000011
Figure 00000011

На фигуре 1 представлена структурная схема дистанционной резервированной системы автоматизированного модального управления в продольном канале маневренных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов (ДРСАМУ):The figure 1 presents a structural diagram of a remote redundant system of automated modal control in the longitudinal channel of maneuverable manned and unmanned aerial vehicles (DRAMU):

ограничитель предельных режимов (ОПР) 1, состоящий из задатчика максимального угла атаки, вычислителя автомата ограничения угла атаки иlimiter limit modes (ODA) 1, consisting of a setter maximum angle of attack, a computer automaton limit the angle of attack and

ручка летчика / задатчик тангажа (РЛ/ЗТ) 2;pilot handle / pitch adjuster (RL / ZT) 2;

датчик угловых скоростей (ДУС), имеющий в своем составе датчик угловой скорости тангажа 3;an angular velocity sensor (TLS), incorporating a pitch angular velocity sensor 3;

датчик линейных ускорений (ДЛУ) 4;linear acceleration sensor (DLU) 4;

вычислитель алгоритма модального управления (ВАМУ) 5;the modal control algorithm calculator (VAMU) 5;

сервопривод, включающий гидравлический привод и селектор минимального сигнала 6;a servo drive including a hydraulic drive and a minimum signal selector 6;

блок балансировки 7;balancing unit 7;

система воздушных сигналов СВС 8;system of air signals SHS 8;

идентификатор угла атаки (ИУА) 9;angle of attack identifier (IAA) 9;

вычислитель автопилота угла тангажа (ВАУТ) 10;pitch angle autopilot calculator (WAUT) 10;

датчик угла тангажа (ДУТ) 11.pitch angle sensor (FLS) 11.

На фигуре 2 представлена функциональная схема ДРСАМУ, где:The figure 2 presents the functional diagram of DRAMU, where:

1 - ОПР - ограничитель предельных режимов;1 - ODA - limiter limit modes;

2 - ручка летчика / задатчик тангажа;2 - pilot handle / pitch adjuster;

3 - ДУС - датчик угловых скоростей (ωz);3 - TLS - angular velocity sensor (ω z );

4 - ДЛУ - датчик линейных ускорений;4 - DLU - linear acceleration sensor;

5 - ВАМУ - вычислитель алгоритма модального управления, в состав которого входят блоки:5 - VAMU - a modal control algorithm calculator, which includes blocks:

БФС - блок формирования сигнала управления

Figure 00000012
;BFS - control signal conditioning unit
Figure 00000012
;

БПФ - блок передаточной функции;FFT - transfer function block;

БН - блок невязки;BN - residual block;

БФСУ - блок формирования сигнала управления (u);BFSU - control signal conditioning unit (u);

6 - СП - сервопривод;6 - SP - servo drive;

7 - ББ - блок балансировки;7 - BB - balancing unit;

8 - СВС - система воздушных сигналов;8 - SHS - system of air signals;

9 - ИУА - идентификатор угла атаки;9 - IUA - identifier of the angle of attack;

10 - ВАУТ - вычислитель автопилота угла тангажа;10 - Vaut - calculator autopilot pitch angle;

11 - ДУТ - датчик угла тангажа;11 - FLS - pitch angle sensor;

ЛА - летательный аппарат;LA - aircraft;

xm - вектор состояния модели, Am - (n×n) и Bm - (n×1) - матрицы известных параметров желаемой модели, ny - нормальная перегрузка, q - скоростной напор, F1 - сигнал с ручки летчика/задатчика тангажа, ωz - выходной сигнал с датчика угловой скорости тангажа ЛА, ωzm - выходной сигнал с желаемой эталонной модели, ki - масштабные коэффициенты закона управления, V - воздушная скорость, ЛА - летательный аппарат, α - угол атаки, u - сигнал управление, реализованный по правилу:x m is the state vector of the model, A m is (n × n) and B m is (n × 1) are the matrices of known parameters of the desired model, n y is the normal overload, q is the pressure head, F 1 is the signal from the pilot’s handle / pitch adjuster, ω z - output signal from the aircraft pitch angle sensor, ω zm - output signal from the desired reference model, k i - scale factors of the control law, V - air speed, aircraft - aircraft, α - angle of attack, u - control signal implemented by the rule:

Figure 00000013
Figure 00000013

где: Fl - сигнал с ручки пилота,where: F l - signal from the handle of the pilot,

ki - масштабные коэффициенты закона управления,k i - scale factors of the control law,

ωz - выходной сигнал датчика угловой скорости тангажа ЛА,ω z - the output signal of the sensor of angular velocity of the aircraft pitch,

ωzm - выходной сигнал с желаемой эталонной модели,ω zm is the output signal from the desired reference model,

ny - нормальная перегрузка.n y is normal overload.

Дистанционная резервированная система автоматизированного модального управления в продольном канале маневренных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов (ДРСАМУ), содержащая последовательно соединенные ручку пилота/задатчик тангажа и вычислитель автопилота угла тангажа, гидравлический привод и селектор минимального сигнала в составе сервопривода, выходной сигнал которого определяет угол отклонения руля высоты летательного аппарата, датчик угла тангажа летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу вычислителя автопилота угла тангажа, ограничитель предельных режимов (ОПР), состоящий из последовательно соединенных задатчика максимального угла атаки, вычислителя автомата ограничения угла атаки, выход которого подключен к входу сервопривода, датчик угловой скорости тангажа (ДУС) летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к входу вычислителя автомата ограничения угла атаки, выход вычислителя автопилота угла тангажа подключен ко второму входу селектора минимального сигнала, а также блок балансировки. В состав ДРСАМУ включен вычислитель алгоритма модального управления (ВАМУ), содержащий блок, формирующий сигнал управления на основании данных об угловых скоростях тангажа, получаемые от датчика угловой скорости ЛА и из желаемой эталонной модели, параметры которой настраиваются программным блоком формирования

Figure 00000014
в соответствии с критерием Шомбера-Гертсена в зависимости от величины скоростного напора от СВС.Remote redundant automated modal control system in the longitudinal channel of maneuverable manned and unmanned aerial vehicles (DRSAMU), containing a serially connected pilot handle / pitch gear and a pitch angle autopilot calculator, a hydraulic drive and a minimum signal selector in the servo drive, the output signal of which determines the steering angle the height of the aircraft, the pitch angle sensor of the aircraft having an output connected to the second input in pitch angle autopilot calculator, limit mode limiter (OPR), consisting of a serially connected maximum attack angle adjuster, an attack angle limiting computer calculator, the output of which is connected to the servo input, and an aircraft pitch angular velocity sensor (DCS) having an output connected to the input the calculator of the automatic machine for limiting the angle of attack, the output of the calculator of the autopilot pitch angle is connected to the second input of the minimum signal selector, as well as the balancing unit. The structure of the DRAMU includes a modal control algorithm calculator (VAMU), which contains a block that generates a control signal based on data on the pitch angular velocities obtained from the angular velocity sensor of the aircraft and from the desired reference model, the parameters of which are adjusted by the software generating unit
Figure 00000014
in accordance with the Schomber-Gertsen criterion, depending on the magnitude of the pressure head from the SHS.

С целью обеспечения заданного качества управления во всей области применения ЛА при изменении аэродинамических и массо-инерционных характеристик в ВАМУ включен блок формирования сигнала усредненного приведенного коэффициента подъемной силы

Figure 00000015
в зависимости от условий полета по высоте и скорости полета, программный блок оптимальной по критерию Шомбера-Гертсена передаточной функции системы по сигналу угловой скорости тангажа, блок невязки (Δωz), на первый вход которого подключен сигнал с выхода датчика угловой скорости тангажа (ωz), на второй вход - сигнал угловой скорости тангажа с выхода блока передаточной функции (ωzm), сумма масштабированных астатического сигнала (Δωz/p) и сигнала невязки (Δωz) с выхода блока невязки поступает на вход сервопривода стабилизатора, а также на первый вход блока передаточной функции, второй вход которого соединен с выходом датчика ручки летчика. Кроме того, в систему управления дополнительно введен последовательно соединенный идентификатор угла атаки, на первый вход которого подается сигнал СВС по сигналу воздушной скорости (V), на второй - сигнал ДЛУ по нормальной перегрузке, а третий вход соединен с выходом блока формирования
Figure 00000016
, при этом значение угла атаки дополнительно может определяться по правилу:In order to ensure a given control quality in the entire aircraft application area when changing aerodynamic and mass-inertial characteristics, a signal generating unit of the averaged reduced lift coefficient is included in VAMU
Figure 00000015
depending on the flight conditions in altitude and flight speed, the program block of the transfer function of the system that is optimal according to the Schombert-Gertsen criterion for the pitch angular velocity signal, the residual block (Δω z ), the first input of which is connected to the output from the pitch angular velocity sensor (ω z ), the second input is the pitch angular velocity signal from the output of the transfer function block (ω zm ), the sum of the scaled astatic signal (Δω z / p) and the residual signal (Δω z ) from the output of the residual block is fed to the stabilizer servo input, and also to ne vy input transfer function block, the second input coupled to an output pilot handle sensor. In addition, a series-connected identifier of the angle of attack is additionally introduced into the control system, to the first input of which the SHS signal is fed by the airspeed signal (V), to the second - the signal DLU for normal overload, and the third input is connected to the output of the forming unit
Figure 00000016
, while the value of the angle of attack can be additionally determined by the rule:

Figure 00000017
Figure 00000017

ЛитератураLiterature

1. Оболенский Ю.Г. Управление полетом маневренных самолетов. Москва. Филиал Воениздат, 2007 г., с. 399.1. Obolensky Yu.G. Flight control of maneuverable aircraft. Moscow. Branch of the Military Publishing House, 2007, p. 399.

2. К.С. Жуков. Реализация аэродинамического измерителя углов атаки и скольжения для беспилотного летательного аппарата. // ISSN 2305-5626. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана: электронное издание. 2013.2. K.S. Zhukov. Implementation of an aerodynamic meter of angles of attack and slip for an unmanned aerial vehicle. // ISSN 2305-5626. Bulletin of MSTU. N.E. Bauman: electronic publication. 2013.

3. Патент RU 2041136. Устройство для определения угла атаки самолета. Андрианов А.П., Балагуров С.Ф. и др. МПК В64С 13/18, опубл. 09.08.1995.3. Patent RU 2041136. A device for determining the angle of attack of an aircraft. Andrianov A.P., Balagurov S.F. and other IPC V64C 13/18, publ. 08/09/1995.

4. Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр. 101, рис. 3.9; 2. Красовский А.А. Системы автоматического управления полетом и их аналитическое конструирование. - М.: Наука, 1973. - 560 с. Стр. 179, рис. 5.2; 3. Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987. - с. 240. Стр. 192, рис. 14.2, стр. 194, рис. 14.4, стр. 198, рис. 14.7, стр. 201, рис. 14.9.4. Bodner V.A. Control systems for aircraft. - M.: Mechanical Engineering, 1973. - 506 p. Page 101, fig. 3.9; 2. Krasovsky A.A. Automatic flight control systems and their analytical design. - M .: Nauka, 1973. - 560 p. Page 179, fig. 5.2; 3. Mikhalev I.A., Okoyemov B.N., Chikulaev M.S. Automatic aircraft control systems. - M.: Mechanical Engineering, 1987. - p. 240. Page 192, fig. 14.2, p. 194, fig. 14.4, p. 198, fig. 14.7, p. 201, fig. 14.9.

5. Shomber Н., Gertsen W. «Longitudinal Handing Qualities Griteria: an Evaluation» AIAA Paptr, N65-780, 1965 y.5. Shomber N., Gertsen W. “Longitudinal Handing Qualities Griteria: an Evaluation” AIAA Paptr, N65-780, 1965 y.

Claims (13)

Дистанционная резервированная система автоматизированного модального управления (ДРСАМУ)) в продольном канале маневренных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов (ЛА), содержащая последовательно соединенные ручку пилота/задатчик тангажа и вычислитель автопилота угла тангажа, гидравлический привод и селектор минимального сигнала в составе сервопривода, выходной сигнал которого определяет угол отклонения руля высоты летательного аппарата, датчик угла тангажа летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу вычислителя автопилота угла тангажа, ограничитель предельных режимов (ОПР), состоящий из последовательно соединенных задатчика максимального угла атаки, вычислителя автомата ограничения угла атаки, выход которого подключен к входу сервопривода, датчик угловой скорости тангажа (ДУС) летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к входу вычислителя автомата ограничения угла атаки, выход вычислителя автопилота угла тангажа подключен ко второму входу селектора минимального сигнала, а также блок балансировки, отличается тем, что дополнительно введен вычислитель алгоритма модального управления (ВАМУ), содержащий блок формирования сигнала усредненного приведенного коэффициента подъемной силы
Figure 00000018
, программный блок оптимальной по критерию Шомбера-Гертсена передаточной функции системы по сигналу угловой скорости тангажа, блок невязки по угловой скорости тангажа (Δωz), на первый вход которого поступает сигнал с выхода датчика угловой скорости тангажа (ωz), на второй вход - сигнал угловой скорости тангажа с выхода блока передаточной функции (ωzm), при этом сумма масштабированных астатического сигнала (Δωz/p) и сигнала невязки (Δωz) с выхода блока невязки поступает на вход сервопривода и на первый вход блока передаточной функции, второй вход которого соединен с выходом датчика ручки летчика/задатчика тангажа, кроме того, в ВАМУ входит блок формирования сигнала управления (u) по правилу:Remote redundant automated modal control system (DRSAMU)) in the longitudinal channel of maneuverable manned and unmanned aerial vehicles (LA), containing serially connected pilot handle / pitch adjuster and pitch angle autopilot calculator, hydraulic drive and minimum signal selector as part of the servo drive, the output signal of which determines the angle of deviation of the elevator of the aircraft, the pitch angle sensor of the aircraft having an output connected to the second input to the calculator of the autopilot pitch angle limiter (OPD), consisting of a series-connected setter of the maximum angle of attack, the calculator of the machine for limiting the angle of attack, the output of which is connected to the input of the servo, the sensor of angular pitch velocity (TLS) of the aircraft, having an output connected to the input of the calculator of the automatic machine for limiting the angle of attack, the output of the calculator of the autopilot of the pitch angle is connected to the second input of the minimum signal selector, as well as the balancing unit, characterized in that a modal control algorithm calculator (VAMU) was added; it contains a signal generating unit for the averaged reduced lift coefficient
Figure 00000018
, the program block of the transfer function of the system that is optimal according to the Schombert-Gertsen criterion according to the pitch angular velocity signal, the residual block of the pitch angular velocity (Δω z ), the first input of which receives a signal from the pitch angular velocity sensor (ω z ), the second input - signal angular pitch velocity output from the block transfer function (ω zm), and the sum of scaled astatic signal (Δω z / p) and a residual signal (Δω z) output from the residual block is input to the servo and to the first input of the block transfer function, the second whose input is connected to the output of the sensor knob pilot / pitch set point, in addition, it includes WAYS unit generating a control signal (u) according to the rule:
Figure 00000019
Figure 00000019
 где Fl - сигнал с ручки пилота,where F l - signal from the handle of the pilot, ki - масштабные коэффициенты закона управления,k i - scale factors of the control law, ωz - выходной сигнал датчика угловая скорость тангажа ЛА,ω z - the output signal of the sensor angular pitch pitch of the aircraft, ωzm - выходной сигнал с желаемой эталонной модели,ω zm is the output signal from the desired reference model, ny - нормальная перегрузка, идентификатор угла атаки (ИУА), на первый вход которого подается сигнал воздушной скорости (V) от системы воздушных сигналов (СВС), на второй - сигнал с датчика линейных ускорений (ДЛУ) по нормальной перегрузке, а третий вход соединен с выходом блока формирования
Figure 00000020
, при этом значение угла атаки дополнительно определяется по правилу:n y is the normal overload, the angle of attack identifier (IAA), the first input of which receives the airspeed signal (V) from the airborne signal system (SHS), the second - the signal from the linear acceleration sensor (DLU) for normal overload, and the third input connected to the output of the forming unit
Figure 00000020
, while the value of the angle of attack is additionally determined by the rule:
Figure 00000021
Figure 00000021
 где α - угол атаки;where α is the angle of attack; ny - нормальная перегрузка;n y - normal overload; V - воздушная скорость;V is the airspeed; q - скоростной напор;q - velocity head;
Figure 00000022
- коэффициента подъемной силы.
Figure 00000022
- lift coefficient.
RU2015149470A 2015-11-18 2015-11-18 Remote redundant system of automated modal control in longitudinal channel of maneuvered manned and unmanned aircrafts RU2645589C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015149470A RU2645589C2 (en) 2015-11-18 2015-11-18 Remote redundant system of automated modal control in longitudinal channel of maneuvered manned and unmanned aircrafts

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015149470A RU2645589C2 (en) 2015-11-18 2015-11-18 Remote redundant system of automated modal control in longitudinal channel of maneuvered manned and unmanned aircrafts

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015149470A RU2015149470A (en) 2017-05-24
RU2645589C2 true RU2645589C2 (en) 2018-02-21

Family

ID=58877854

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015149470A RU2645589C2 (en) 2015-11-18 2015-11-18 Remote redundant system of automated modal control in longitudinal channel of maneuvered manned and unmanned aircrafts

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2645589C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2768310C1 (en) * 2021-07-07 2022-03-23 Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") Course channel aircraft control system

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113093774B (en) * 2019-12-23 2023-07-14 海鹰航空通用装备有限责任公司 Unmanned aerial vehicle running control method

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6915989B2 (en) * 2002-05-01 2005-07-12 The Boeing Company Aircraft multi-axis modal suppression system
RU2364548C2 (en) * 2007-05-17 2009-08-20 Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" Aircraft control system
US7693624B2 (en) * 2003-06-20 2010-04-06 Geneva Aerospace, Inc. Vehicle control system including related methods and components
RU2472672C1 (en) * 2011-06-23 2013-01-20 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Aircraft with remote control system
RU2482022C1 (en) * 2011-11-14 2013-05-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Aircraft control system

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6915989B2 (en) * 2002-05-01 2005-07-12 The Boeing Company Aircraft multi-axis modal suppression system
US7693624B2 (en) * 2003-06-20 2010-04-06 Geneva Aerospace, Inc. Vehicle control system including related methods and components
RU2364548C2 (en) * 2007-05-17 2009-08-20 Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" Aircraft control system
RU2472672C1 (en) * 2011-06-23 2013-01-20 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Aircraft with remote control system
RU2482022C1 (en) * 2011-11-14 2013-05-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Aircraft control system

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2768310C1 (en) * 2021-07-07 2022-03-23 Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") Course channel aircraft control system

Also Published As

Publication number Publication date
RU2015149470A (en) 2017-05-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10006928B1 (en) Airspeed determination for aircraft
US9731814B2 (en) Alternative method to determine the air mass state of an aircraft and to validate and augment the primary method
EP3415922B1 (en) System and method for estimating airspeed of an aircraft based on a weather buffer model
US9428279B2 (en) Systems and methods for airspeed estimation using actuation signals
US10261518B2 (en) Method and apparatus for protecting aircraft maximum lift capability
US9285387B2 (en) In-flight pitot-static calibration
US20120053916A1 (en) System and method for determining flight performance parameters
US8219266B2 (en) Method and device for reducing on an aircraft lateral effects of a turbulence
US10006801B2 (en) Aircraft weight estimation
EP2500792B1 (en) Variable maximum commandable roll rate for directional control of an aircraft during engine-out rolling maneuver
RU2645589C2 (en) Remote redundant system of automated modal control in longitudinal channel of maneuvered manned and unmanned aircrafts
US8265802B2 (en) Method and device for determining the dynamic stability margin of an aircraft
US4586140A (en) Aircraft liftmeter
Romanenko et al. Aircraft longitudinal control without a pitch command in the autopilot
RU2373111C1 (en) Method of automatic flight control of highly-maneuverable aircraft
Polivanov et al. Comparison of a quadcopter and an airplane as a means of measuring atmospheric parameters
Jackson et al. Experience with sensed and derived angle of attack estimation systems in a general aviation airplane
Siu et al. Flight test results of an angle of attack and angle of sideslip calibration method using Output-Error optimization
Lie Synthetic air data estimation: a case study of model-aided estimation
RU2042170C1 (en) System for controlling side motion of pilot-free small-size flying object
RU2439584C1 (en) On-board system of information support to helicopter crew
Lie Synthetic Air Data Estimation
RU2615028C1 (en) Method of unmanned aerial vehicles longitudinal angular motion stability signal forming
Bouwman et al. Sensitivity analysis of a minimum lateral control speed prediction system
Anton et al. Experimental Methods for UAV Aerodynamic and Propulsion Performance Assessment