RU2711040C1 - Limiter of maneuverable aircraft limit modes of flight - Google Patents
Limiter of maneuverable aircraft limit modes of flight Download PDFInfo
- Publication number
- RU2711040C1 RU2711040C1 RU2019109305A RU2019109305A RU2711040C1 RU 2711040 C1 RU2711040 C1 RU 2711040C1 RU 2019109305 A RU2019109305 A RU 2019109305A RU 2019109305 A RU2019109305 A RU 2019109305A RU 2711040 C1 RU2711040 C1 RU 2711040C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input
- output
- adder
- block
- unit
- Prior art date
Links
- 238000011045 prefiltration Methods 0.000 claims abstract description 14
- 230000003068 static effect Effects 0.000 claims abstract description 13
- 230000001629 suppression Effects 0.000 claims abstract description 9
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims description 5
- 238000010200 validation analysis Methods 0.000 claims description 2
- 230000008859 change Effects 0.000 abstract description 7
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 abstract description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 3
- 230000008569 process Effects 0.000 abstract description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 5
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 230000001934 delay Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000004069 differentiation Effects 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 238000005065 mining Methods 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
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
-
- 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
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к системам управления самолетом в продольном движении.The invention relates to the field of aeronautical engineering, and in particular to aircraft longitudinal control systems.
Применяемые в настоящее время системы дистанционного управления (СДУ) маневренными самолетами для предотвращения выхода на максимально допустимую перегрузку оснащаются ограничителями предельных режимов (ОПР) полета. Известные ОПР подробно рассмотрены в работе: «Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов / Под ред. Г.С. Бюшгенса. - М.: Российская академия наук («Наука» РАН), 2016. - 704 с., с. 400-407).The currently used remote control systems (CDS) for maneuverable aircraft to prevent reaching the maximum permissible overload are equipped with limit flight limiters (OPR). Known ODA are discussed in detail in the work: “Aerodynamics, stability and controllability of supersonic aircraft / Ed. G.S. Buesgens. - M.: Russian Academy of Sciences (“Science” RAS), 2016. - 704 p., P. 400-407).
Наиболее близким к заявляемому устройству является перегрузочный ОПР, представленный в этой книге на рис. 10.36. Его использование на маневренных самолетах в условиях широкого диапазона изменения высот и скоростей полета связано со следующими недостатками.Closest to the claimed device is an overload OPR presented in this book in Fig. 10.36. Its use on maneuverable aircraft in a wide range of altitudes and flight speeds is associated with the following disadvantages.
1. Трудно обеспечить приемлемые качественные показатели совместной работы СДУ и ОПР, а именно - в достижении приемлемого компромисса между временем выхода на заданную перегрузку и возникающим при этом перерегулировании. Обеспечение потребного быстродействия вызывает на многих режимах полета существенное кратковременное превышение предельных значений перегрузки (перерегулирование) и, наоборот, устранение таких «забросов» с помощью ОПР затягивает время регулирования.1. It is difficult to provide acceptable quality indicators for the joint work of the CDS and ODA, namely, in achieving an acceptable compromise between the time to reach a given overload and the resulting overshoot. Ensuring the required performance on many flight modes causes a significant short-term excess of the overload limit values (overshoot) and, conversely, the elimination of such “throws” with the help of ODA delays the regulation time.
2. У маневренных самолетов при вращении по крену возникает превышение допустимых значений перегрузки. В этом случае необходима дополнительная коррекция предельных значений перегрузки, которая в прототипе отсутствует.2. For maneuverable aircraft, when rotating along a roll, exceeding the permissible overload values occurs. In this case, additional correction of the limiting values of the overload, which is absent in the prototype, is necessary.
3. Не удовлетворяются требования летчиков о необходимости дополнительного запаса по перемещению ручки управления самолетом (РУС) от максимального значения с целью возможного превышения допустимой перегрузки на определенную величину в критических ситуациях. В прототипе такой возможности при полностью взятой «на себя» РУС (при «перетяге» РУС от максимальной загрузки по усилию) не имеется.3. The requirements of the pilots about the need for an additional margin for moving the aircraft control stick (RUS) from the maximum value are not satisfied in order to possibly exceed the permissible overload by a certain amount in critical situations. In the prototype of such a possibility, when the RUS is completely "taken over" (with the "pull" of the RUS from the maximum load in effort), there is not.
4. Обеспечение требуемых статических и динамических характеристик комплекса СДУ - ОПР в широком диапазоне изменения высотно-скоростных параметров без дополнительных мер затруднительно.4. It is difficult to ensure the required static and dynamic characteristics of the SDU - OPR complex in a wide range of altitude-speed parameters changes without additional measures.
Целью изобретения является выполнение требований по быстродействию и перерегулированию процессов выхода самолета на предельно допустимую перегрузку в широком диапазоне изменения высотно-скоростных параметров полета, обеспечение ограничения допустимых перегрузок при вращении самолета по фену и возможности превышения допустимых перегрузок при «перетяге» РУС.The aim of the invention is to meet the requirements for speed and overshoot the processes of the aircraft reaching the maximum permissible overload in a wide range of altitude and speed parameters of the flight, ensuring the limitation of allowable overloads when the aircraft rotates along the hair dryer and the possibility of exceeding the allowable overloads when the “overtight” RUS.
Ожидаемый технический результат достигается тем, что ОПР содержит последовательно соединенные датчик вертикальных перегрузок nу и первый сумматор, последовательно соединенные датчик угловой скорости (ДУС) тангажа ωz и первый дифференцирующий блок, последовательно соединенные блок задания максимального значения перемещения ручки управления самолетом (РУС) «на себя» и второй сумматор, блок формирования допустимых значений вертикальных перегрузок , систему воздушных сигналов (СВС), формирующую сигналы статического давления Pст, динамического скоростного напора qдин, числа м и высоты н полета, второй дифференцирующий блок, последовательно соединенные первый инвертор, первый блок выделения максимума из двух сигналов и первый нелинейный блок, интегратор, блок логики, выход которого соединен с управляющим входом интегратора, а вход - с входом рулевого привода самолета, последовательно соединенные первый масштабирующий блок и третий сумматор, выход которого является выходом ОПР, связанным с входом рулевого привода самолета, датчик перемещения РУС (ДПР) по тангажу , префильтр, блок формирования статических характеристик системы дистанционного управления самолетом, вход которого подключен к выходу ДПР по тангажу , а выход - к входу префильтра. Кроме этого ОПР дополнительно содержит ДПР по крену , последовательно соединенные второй нелинейный блок и первый фильтр подавления помех, выход которого соединен с вторым входом второго сумматора, выход ДПР по тангажу подключен к входу второго нелинейного блока, четвертый сумматор, последовательно соединенные ДУС крена, третий нелинейный блок и второй блок выделения максимума из двух сигналов, выход которого подключен к первому инвертирующему входу четвертого сумматора, блок ограничения скорости изменения входного сигнала, через который выход блока формирования допустимых значений вертикальных перегрузок соединен с вторым входом четвертого сумматора, четвертый нелинейный блок, вход которого подключен к выходу ДПР по крену , а выход - к второму входу второго блока выделения максимума из двух сигналов, блок перемножения, пятый сумматор, первый вход которого через блок перемножения подключен к выходу второго сумматора, второй инвертирующий вход пятого сумматора соединен с выходом четвертого сумматора, а выход пятого сумматора подключен к второму входу первого сумматора, последовательно соединенные второй и третий масштабирующие блоки, через которые выход четвертого сумматора подключен к второму входу блока перемножения, пятый нелинейный блок, шестой сумматор, первый вход которого через пятый нелинейный блок соединен с выходом первого дифференцирующего блока, второй вход шестого сумматора подключен к выходу первого сумматора, последовательно соединенные третий дифференцирующий блок и четвертый масштабирующий блок, пятый масштабирующий блок, вход которого подключен к выходу пятого нелинейного блока, второй инвертор, последовательно соединенные шестой нелинейный блок и шестой масштабирующий блок, седьмой масштабирующий блок, вход которого подключен к выходу шестого сумматора, вход второго дифференцирующего блока соединен с выходом второго инвертора, а выход - с входом шестого нелинейного блока, к входу второго инвертора подключен сигнал с выхода префильтра, седьмой сумматор, первый вход которого подключен к выходу пятого масштабирующего блока, второй вход - к выходу четвертого масштабирующего блока, третий вход - к выходу седьмого масштабирующего блока, четвертый вход - к выходу первого сумматора, пятый вход - к выходу шестого масштабирующего блока, выход седьмого сумматора соединен с вторым входом первого блока выделения максимума из двух сигналов, вход третьего дифференцирующего блока соединен с выходом датчика вертикальных перегрузок, восьмой масштабирующий блок, выход которого соединен с вторым входом интегратора, седьмой нелинейный блок, вход которого подключен к выходу первого нелинейного блока, а выход которого - к входам первого и восьмого масштабирующих блоков, девятый масштабирующий блок, через который выход интегратора соединен с вторым входом третьего сумматора, второй фильтр подавления помех, вход и выход которого соединены соответственно с выходом третьего сумматора и с входом первого инвертора.The expected technical result is achieved by the fact that the OPR contains a series-connected sensor of vertical overloads n y and a first adder, series-connected a sensor of angular velocity (TLS) of pitch ω z and a first differentiating block, connected in series to a unit for setting the maximum value for moving the aircraft control stick (RUS) " on itself ”and the second adder, the unit for the formation of permissible values of vertical overloads a system of air signals (SHS), which generates signals of static pressure P article , dynamic pressure head q dyne , number m and altitude n flight, a second differentiating unit, a first inverter connected in series, a first unit for extracting a maximum of two signals and a first non-linear unit, an integrator , a logic unit, the output of which is connected to the control input of the integrator, and the input is with the input of the steering gear of the aircraft, the first scaling unit and the third adder, the output of which is the output of the ODA, are connected in series with the input of the steering gear of the aircraft, the displacement sensor RUS (DPR) in pitch , prefilter, block for generating the static characteristics of the aircraft remote control system, the input of which is connected to the pitch output of the DPR , and the output is to the input of the prefilter. In addition to this, ODA additionally contains roll connected in series to the second non-linear block and the first noise suppression filter, the output of which is connected to the second input of the second adder, the output of the DPR pitch connected to the input of the second non-linear block, the fourth adder, series-connected bank rolls, the third non-linear block and the second block for extracting the maximum from two signals, the output of which is connected to the first inverting input of the fourth adder, the input signal rate limiting unit through which the output of the validation block vertical overload values connected to the second input of the fourth adder, the fourth non-linear block, the input of which is connected to the output of the DPR roll and the output goes to the second input of the second block extracting the maximum of two signals, the multiplying unit, the fifth adder, the first input of which through the multiplying unit is connected to the output of the second adder, the second inverting input of the fifth adder is connected to the output of the fourth adder, and the output of the fifth adder is connected to the second input of the first adder, the second and third scaling units connected in series through which the output of the fourth adder is connected to the second input of the multiplication unit, the fifth non-linear block, the sixth adder OP, the first input of which through the fifth non-linear block is connected to the output of the first differentiating block, the second input of the sixth adder is connected to the output of the first adder, the third differentiating block and the fourth scaling block are connected in series, the fifth scaling block, the input of which is connected to the output of the fifth non-linear block, the second an inverter, a sixth non-linear block and a sixth scaling block connected in series, a seventh scaling block, the input of which is connected to the output of the sixth adder, the input is second second differentiator connected to the output of the second inverter, and the output - to the input of the sixth non-linear unit to the input of the second inverter connected to the signal from the output of the prefilter, the seventh adder, the first input of which is connected to the output of the fifth scaling unit, the second input - to the output of the fourth scaling unit, the third input - to the output of the seventh scaling unit, the fourth input - to the output of the first adder, the fifth input - to the output of the sixth scaling unit block, the output of the seventh adder is connected to the second input of the first block extracting the maximum from two signals, the input of the third differentiating block is connected to the output of the vertical overload sensor, the eighth scaling block, the output One of which is connected to the second input of the integrator, the seventh non-linear block, whose input is connected to the output of the first non-linear block, and whose output is connected to the inputs of the first and eighth scaling blocks, the ninth scaling block, through which the integrator output is connected to the second input of the third adder, the second filter interference suppression, the input and output of which are connected respectively with the output of the third adder and with the input of the first inverter.
Сущность изобретения поясняется чертежами:The invention is illustrated by drawings:
на фиг. 1 представлена структурная схема ОПР;in FIG. 1 presents a structural diagram of ODA;
на фиг. 2 показаны статические характеристики ОПР;in FIG. 2 shows the static characteristics of ODA;
на фиг. 3 показаны варианты исполнения первого, второго, третьего, четвертого, пятого, шестого и седьмого нелинейных блоков;in FIG. 3 shows embodiments of the first, second, third, fourth, fifth, sixth and seventh non-linear blocks;
на фиг. 4 показаны варианты исполнения первого, второго, третьего, четвертого, пятого, шестого, седьмого, восьмого и девятого масштабирующих блоков.in FIG. 4 shows embodiments of the first, second, third, fourth, fifth, sixth, seventh, eighth and ninth scaling blocks.
На фиг. 1÷4 использованы следующие обозначения:In FIG. 1 ÷ 4 the following notation is used:
ωz - угловая скорость тангажа;ω z is the angular pitch velocity;
ωх - угловая скорость фена;ω x - the angular velocity of the hair dryer;
nу - вертикальная перегрузка;n y - vertical overload;
м - число Маха;m is the Mach number;
Рст - статическое давление атмосферы;P article - the static pressure of the atmosphere;
qдин - динамический скоростной напор;q din - dynamic velocity head;
Н - высота полета;H - flight altitude;
Uопр - сигнал на выходе ОПР, поступающий на вход рулевого привода;U ODA - the signal at the output of the ODA received at the input of the steering gear;
Uвх рп - сигнал на входе рулевого привода СДУ;U I rp - signal at the input of the steering actuator CDS;
- перемещение РУС по тангажу; - RUS movement in pitch;
- перемещение РУС по крену; - moving RUS along the roll;
- максимальное расчетное значение перемещения РУС по тангажу; - the maximum calculated value of the movement of the RUS pitch;
мах - логический блок выделения максимума из двух сигналов;max - a logical unit for extracting the maximum from two signals;
- сигнал на выходе префильтра; - signal at the output of the prefilter;
- заданное значение допустимой перегрузки; - setpoint of permissible overload;
- расчетное значение допустимой перегрузки; - the estimated value of the permissible overload;
1 - датчик вертикальных перегрузок nу;1 - vertical overload sensor n y ;
2 - первый сумматор;2 - the first adder;
3 - ДУС тангажа ωz;3 - TLS pitch ω z ;
4 - первый дифференцирующий блок;4 - the first differentiating block;
5 - блок задания максимального значения перемещения РУС «на себя»;5 - block setting the maximum value of the movement of the RUS "by itself"
6 - второй сумматор;6 - second adder;
7 - блок формирования допустимых заданных значений вертикальных перегрузок ;7 - unit for the formation of permissible specified values of vertical overloads ;
8 - система воздушных сигналов (СВС);8 - system of air signals (SHS);
9 - второй дифференцирующий блок;9 - the second differentiating block;
10 - первый инвертор;10 - the first inverter;
11 - первый блок выделения максимума из двух сигналов;11 - the first block highlight the maximum of two signals;
12 - первый нелинейный блок;12 - the first nonlinear block;
13 - интегратор;13 - integrator;
14 - блок логики;14 - block logic;
15 - первый масштабирующий блок;15 - the first scaling unit;
16 - третий сумматор;16 - the third adder;
17 - датчик перемещения РУС по тангажу ;17 - pitch movement sensor RUS ;
18 - префильтр;18 - prefilter;
19 - блок формирования статических характеристик системы дистанционного управления самолетом;19 is a block generating static characteristics of the remote control system of the aircraft;
20 - датчик перемещения РУС по крену ;20 - roll movement sensor RUS ;
21 - второй нелинейный блок;21 is a second non-linear block;
22 - первый фильтр подавления помех;22 is a first interference suppression filter;
23 - четвертый сумматор;23 - fourth adder;
24 - ДУС крена ωх;24 - TLS roll ω x ;
25 - третий нелинейный блок;25 - the third non-linear block;
26 - второй блок выделения максимума из двух сигналов;26 - the second block highlight the maximum of two signals;
27 - блок ограничения скорости изменения входного сигнала;27 - block limiting the rate of change of the input signal;
28 - четвертый нелинейный блок;28 - fourth nonlinear block;
29 - блок перемножения;29 - block multiplication;
30 - пятый сумматор;30 - fifth adder;
31, 32 - соответственно второй и третий масштабирующие блоки;31, 32 - respectively, the second and third scaling blocks;
33 - пятый нелинейный блок;33 - fifth nonlinear block;
34 - шестой сумматор;34 - the sixth adder;
35 - третий дифференцирующий блок;35 - the third differentiating block;
36, 37 - соответственно четвертый и пятый масштабирующие блоки;36, 37 - respectively, the fourth and fifth scaling blocks;
38 - второй инвертор;38 - second inverter;
39 - шестой нелинейный блок;39 - sixth non-linear block;
40 - шестой масштабирующий блок;40 - sixth scaling unit;
41 - седьмой масштабирующий блок,41 is a seventh scaling unit,
42 - седьмой сумматор;42 - seventh adder;
43 - восьмой масштабирующий блок;43 - eighth scaling unit;
44 - седьмой нелинейный блок;44 - seventh non-linear block;
45 - девятый масштабирующий блок;45 - the ninth scaling unit;
46 - второй фильтр подавления помех.46 is a second noise reduction filter.
Заявляемый к патентованию ограничитель предельных режимов по перегрузке маневренного самолета содержит последовательно соединенные датчик 1 вертикальных перегрузок nу и первый сумматор 2, последовательно соединенные датчик 3 угловой скорости (ДУС) тангажа ωz и первый дифференцирующий блок 4, последовательно соединенные блок 5 задания максимального значения перемещения ручки управления самолетом (РУС) «на себя» и второй сумматор 6, блок 7 формирования допустимых значений вертикальных перегрузок , систему воздушных сигналов (СВС), 8 формирующую сигналы статического давления Pст, динамического скоростного напора qдин, числа м и высоты н полета, второй дифференцирующий блок 9, последовательно соединенные первый инвертор 10, первый блок выделения максимума из двух сигналов 11 и первый нелинейный блок 12, интегратор 13, блок логики 14, выход которого соединен с управляющим входом интегратора, а вход - с входом рулевого привода самолета Uвх рп, последовательно соединенные первый масштабирующий блок 15 и третий сумматор 16, выход которого является выходом ОПР, связанным с входом рулевого привода самолета, датчик перемещения РУС (ДПР) по тангажу 17, префильтр 18, блок 19 формирования статических характеристик системы дистанционного управления самолетом, вход которого подключен к выходу ДПР по тангажу 17, а выход - к входу префильтра 18, отличающийся тем, что дополнительно содержит ДПР по крену 20, последовательно соединенные второй нелинейный блок 21 и первый фильтр подавления помех 22, выход которого соединен с вторым входом второго сумматора 6, выход ДПР по тангажу 17 подключен к входу второго нелинейного блока 21, четвертый сумматор 23, последовательно соединенные ДУС крена 24, третий нелинейный блок 25 и второй блок выделения максимума из двух сигналов 26, выход которого подключен к первому инвертирующему входу четвертого сумматора 23, блок ограничения скорости изменения входного сигнала 27, через который выход блока формирования допустимых значений вертикальных перегрузок 7 соединен с вторым входом четвертого сумматора 23, четвертый нелинейный блок 28, вход которого подключен к выходу ДПР по крену 20, а выход - к второму входу второго блока выделения максимума из двух сигналов 26, блок перемножения 29, пятый сумматор 30, первый вход которого через блок перемножения 29 подключен к выходу второго сумматора 6, второй инвертирующий вход пятого сумматора 30 соединен с выходом четвертого сумматора 23, а выход пятого сумматора 30 подключен к второму входу первого сумматора 2, последовательно соединенные второй 31 и третий 32 масштабирующие блоки, через которые выход четвертого сумматора 23 подключен к второму входу блока перемножения 29, пятый нелинейный блок 33, шестой сумматор 34, первый вход которого через пятый нелинейный блок 33 соединен с выходом первого дифференцирующего блока 4, второй вход шестого сумматора 34 подключен к выходу первого сумматора 2, последовательно соединенные третий дифференцирующий блок 35 и четвертый масштабирующий блок 36, пятый масштабирующий блок 37, вход которого подключен к выходу пятого нелинейного блока 33, второй инвертор 38, последовательно соединенные шестой нелинейный блок 39 и шестой масштабирующий блок 40, седьмой масштабирующий блок 41, вход которого подключен к выходу шестого сумматора 34, вход второго дифференцирующего блока 9 соединен с выходом второго инвертора 38, а выход - с входом шестого нелинейного блока 39, к входу второго инвертора 38 подключен сигнал с выхода префильтра 18, седьмой сумматор 42, первый вход которого подключен к выходу пятого масштабирующего блока 37, второй вход - к выходу четвертого масштабирующего блока 36, третий вход - к выходу седьмого масштабирующего блока 41, четвертый вход - к выходу первого сумматора 2, пятый вход - к выходу шестого масштабирующего блока 40, выход седьмого сумматора 42 соединен с вторым входом первого блока выделения максимума из двух сигналов 11, вход третьего дифференцирующего блока 35 соединен с выходом датчика вертикальных перегрузок 1, восьмой масштабирующий блок 43, выход которого соединен с вторым входом интегратора 13, седьмой нелинейный блок 44, вход которого подключен к выходу первого нелинейного блока 12, а выход которого - к входам первого 15 и восьмого 43 масштабирующих блоков, девятый масштабирующий блок 45, через который выход интегратора 13 соединен с вторым входом третьего сумматора 16, второй фильтр подавления помех 46, вход и выход которого соединены соответственно с выходом третьего сумматора 16 и с входом первого инвертора 10.The patented limiter of the limiting regimes for overloading a maneuverable aircraft contains a series-connected sensor 1 of vertical overloads n y and a first adder 2, a series-connected sensor 3 of an angular velocity (TLS) of pitch ω z and a first differentiating unit 4, connected in series to a unit 5 for setting the maximum displacement value the aircraft control knobs (RUS) “toward you” and the second adder 6, block 7 forming the permissible values of vertical overloads , an air signal system (SHS), 8 generating signals of static pressure P st , dynamic pressure head q dyne , number m and altitude n of flight, the second differentiating unit 9, the first inverter 10 connected in series, the first block for extracting the maximum from two signals 11 and the first a nonlinear block 12, an integrator 13, a logic block 14, the output of which is connected to the control input of the integrator, and the input is connected to the input of the aircraft’s steering gear U in rp , the first scaling unit 15 and the third adder 16, the output of which is the output of the OPR associated with the input of the steering gear of the aircraft, the displacement sensor RUS (DPR) in pitch 17, the prefilter 18, the block 19 of the formation of the static characteristics of the remote control system of the aircraft, the input of which is connected to the output of the DPR pitch 17, and the output to the input of the prefilter 18, characterized in that it further comprises a roll 20, the second non-linear block 21 and the first interference suppression filter 22, the output of which is connected to the second input of the second adder 6, are connected in series, the pitch output of the DPR 17 is connected to the input of the second nonlinear block 21, the fourth adder 23, the torsion control valves of the roll 24, the third nonlinear block 25 and the second block for extracting the maximum from two signals 26, the output of which is connected to the first inverting input of the fourth adder 23, the input signal change rate limiting block are connected in series 27, through which the output of the block forming the permissible values of vertical overloads 7 is connected to the second input of the fourth adder 23, the fourth non-linear block 28, the input of which is connected to the output of the LPR roll 20, and the output to the second input of the second block extracting the maximum from two signals 26, the multiplying unit 29, the fifth adder 30, the first input of which through the multiplying unit 29 is connected to the output of the second adder 6, the second inverting input of the fifth adder 30 is connected to the output of the fourth adder 23, and the output of the fifth adder 30 is connected to the second input of the first adder 2, the second scaling blocks 31 and the third 32 are connected in series through which the output of the fourth adder 23 is connected to the second input of the multiplication unit 29, the fifth nonlinear the third block 33, the sixth adder 34, the first input of which through the fifth non-linear block 33 is connected to the output of the first differentiating unit 4, the second input of the sixth adder 34 is connected to the output of the first adder 2, the third differentiating unit 35 and the fourth scaling unit 36, the fifth scaling, are connected in series block 37, the input of which is connected to the output of the fifth non-linear block 33, the second inverter 38, the sixth non-linear block 39 and the sixth scaling block 40, the seventh scaling block 41, the input of which is connected li ne to the output of the sixth adder 34, the input of the second differentiator 9 is connected to the output of the second inverter 38, and an output - to an input of the sixth non-linear block 39, to the input of the second inverter 38 is connected a signal from the output of the prefilter 18, the seventh adder 42, the first input of which is connected to the output of the fifth scaling unit 37, the second input to the output of the fourth scaling unit 36, the third input to the output of the seventh scaling unit 41, the fourth input to the output of the first adder 2, fifth the input is to the output of the sixth scaling unit 40, the output of the seventh adder 42 is connected to the second input of the first block extracting a maximum of two signals 11, the input of the third differentiating block 35 is connected to the output of the vertical overload sensor 1, the eighth scale the unit 43, the output of which is connected to the second input of the integrator 13, the seventh non-linear unit 44, the input of which is connected to the output of the first non-linear unit 12, and the output of which is connected to the inputs of the first 15 and eighth 43 scaling units, the ninth scaling unit 45, through which the output integrator 13 is connected to the second input of the third adder 16, the second interference suppression filter 46, the input and output of which are connected respectively with the output of the third adder 16 and with the input of the first inverter 10.
Заявляемый к патентованию ограничитель предельных режимов полета маневренного самолета по перегрузке функционирует следующим образом.Declared for patent the limiter of the limiting flight regimes of a maneuverable aircraft overload operates as follows.
В блоке 7 формируются допустимые предварительно заданные значения вертикальных перегрузок в зависимости от режимов полета (от высоты, скорости полета) и от массово-инерционных характеристик самолета (от запаса топлива, характера полезной нагрузки и пр.). Конкретное значение может меняться во время полета, в том числе скачкообразно. Для парирования резких изменений предусмотрен блок 27 ограничения скорости изменения входного сигнала, способствующий установлению нового значения в течение ≈ 3 секунд.In
Сигнал на выходе сумматора 2 представляет собой сумму сигналов текущего значения вертикальной перегрузки nу и сигнала расчетного значения допустимой перегрузки . Поскольку этот сигнал при работе интегрального блока 13 ОПР обнуляется, а текущие перегрузки nу положительны, сигнал находится в области отрицательных значений.The signal at the output of the
Сигнал перемещения РУС, формируемый на выходе ДПР 17, ограничивается в нелинейном блоке 21 в положении «на себя» на предельную величину , принятую в конкретно рассматриваемом случае равной и очищается от помех с помощью фильтра 22. Сигнал соответствует ситуации «перетяга» РУС через максимальную загрузку по усилию. Временно полагая сигнал на выходе блока 26 выделения максимума из двух сигналов равным нулю, на выходе сумматора 30 получим сигнал расчетного значения допустимой перегрузки, равныйThe displacement signal of the RUS, formed at the output of the
где - предварительно назначенное максимальное значение перемещения РУС, выбираемое из условия /в рассматриваемом далее случае /;Where - pre-assigned maximum value of the movement of the RUS, selected from the conditions / in the case considered below /;
- коэффициент передачи второго масштабирующего блока 31; - transmission coefficient of the
k3 - переменный коэффициент передачи третьего масштабирующего блока 32, изменяемый в зависимости от текущего значения /в рассматриваемом случае так, как показано на фиг.4/.k 3 - variable transmission coefficient of the
С учетом принятого значения коэффициента передачи k2 зависимость (1) расчетного значения допустимой перегрузки от перемещения РУС имеет видGiven the adopted value of the transmission coefficient k 2 the dependence (1) of the calculated value of the permissible overload from moving RUS has the form
На фиг. 2 представлены графики изменения для случая, когда , при двух значениях коэффициента передачи третьего масштабирующего блока 32 (1 и 0,5), соответствующих двум заданным значениям допустимой перегрузки (фиг. 2). Из графиков изменения следует, что:In FIG. 2 presents graphs of changes for the case when , at two values of the transmission coefficient of the third scaling unit 32 (1 and 0.5), corresponding to two specified values of the permissible overload (Fig. 2). From change schedules follows that:
- при максимальном перемещении РУС «на себя» () в обоих случаях обеспечивается расчетное значение допустимой перегрузки (8 и 4 единицы соответственно);- with the maximum movement of the RUS "on itself" ( ) in both cases, the calculated value of the permissible overload is provided (8 and 4 units respectively);
- при предельном перемещении РУС на себя (при «перетяге» загрузки РУС, когда ) летчику дается возможность дополнительного увеличения предельной перегрузки: при на 8,33% и при на 4,16%;- at the extreme movement of the RUS onto itself (during the “pull” of the RUS loading, when ) the pilot is given the opportunity to further increase the maximum load: with 8.33% and at by 4.16%;
- при изменении заданного значения допустимой перегрузки с на обеспечивается увеличение градиента перемещения РУС по перегрузке с величины до значения . За счет этого облегчается пилотирование самолета летчиком при пониженных перегрузках.- when changing the set value of the permissible overload with on the provides an increase in the gradient of movement of the RUS overload with magnitude to the value . Due to this, piloting the aircraft with reduced overloads is facilitated.
Заданное значение допустимой перегрузки корректируется при крене самолета в зависимости от угловой скорости крена ωх и текущего перемещения РУС по крену . С этой целью в нелинейном блоке 25 формируется сигнал поправки величины по угловой скорости крена ωх, а в нелинейном блоке 27 - сигнал поправки от текущего положения РУС по крену . В блоке 26 выделяется максимальный из двух этих сигналов, поступающий затем на инвертирующий вход сумматора 23 и понижающий заданное значение допустимой перегрузки . Пример реализации нелинейных блоков 25 и 28 приведен на фиг. 3. Коррекция допустимой перегрузки при крене самолета способствует снижению перерегулирования при отработке перегрузки при работающем ОПР.Permissible Overload Setpoint corrected during roll of the aircraft depending on the angular roll speed ω x and the current movement of the RUS along the roll . To this end, a correction signal is generated in the
Для коррекции динамических характеристик ОПР по режимам полета используются сигналы скорости изменения угловой скорости тангажа , вертикальной перегрузки и сигнала с выхода префильтра 18. С этой целью:To correct the dynamic characteristics of ODA by flight modes, the signals of the rate of change of the pitch angular velocity are used vertical overload and signal from the output of the
- сигнал ωz с выхода ДУС тангажа 3 поступает на первый вход сумматора 42 по цепи: дифференцирующий блок 4→нелинейный блок 33→масштабирующий блок 37, а также на третий вход сумматора 42 по цепи: дифференцирующий блок 4→нелинейный блок 33→первый вход сумматора 34→масштабирующий блок 41; с помощью нелинейного блока 33 осуществляется изменение коэффициента передачи положительных и отрицательных значений сигнала при движении РУС «на себя» и «от себя»;- the signal ω z from the output of the
- сигнал nу с выхода датчика вертикальных перегрузок 1 поступает на второй вход сумматора 42 через дифференцирующий блок 35 и масштабирующий блок 36;- the signal n at the output of the
- сигнал с выхода префильтра 18 поступает на пятый вход сумматора 42 по цепи: инвертор 38→дифференцирующий блок 9→нелинейный блок 39→масштабирующий блок 40. Инвертор 38 и нелинейный блок 39 пропускают положительный сигнал производной при движении РУС «на себя» и блокируют прохождение отрицательного сигнала.- signal from the output of the
Дифференцирующие блоки 4, 9 и 35 реализуются в соответствии с передаточной функцией (Т - постоянная времени, р - оператор дифференцирования).Differentiating
Варианты исполнения нелинейных блоков 33, 39 и масштабирующих блоков 36, 37, 40, 41 представлены соответственно на фиг. 3 и фиг. 4.Embodiments of
Блок 11 схемы МАХ предназначен для управления работой интегратора 13. При взятии РУС «на себя» и срабатывании ОПР на второй вход интегратора 13 поступает сигнал с выхода сумматора 42 через второй вход схемы МАХ, нелинейные блоки 12, 44 и масштабирующий блок 43. Возникающий при этом на выходе интегратора 13 сигнал через масштабирующий блок 45 формирует на выходе сумматора 16 сигнал Uопp, отклоняющий с помощью рулевого привода руль высоты самолета в направлении уменьшения перегрузки nу до момента достижения предельно допустимого расчетного значения . В случае последующего перемещения летчиком РУС «от себя» блоком 11 схемы МАХ на вход нелинейного блока 12 подключается сигнал с выхода инвертора 10. В этой ситуации интегратор 13 охватывается отрицательной обратной связью по цепи: выход сумматора 16→фильтр подавления помех 46→инвертор 10→первый вход схемы МАХ→нелинейный блок 12→масштабирующий блок 43→второй вход интегратора 13. Благодаря этому сформированный ранее на выходе сумматора 16 сигнал Uопр уменьшается до нуля за время ≈3 секунды. Блок логики 14 предназначен для ограничения предельных значений выходного сигнала интегратора с целью последующего ограничения предельных отклонений руля высоты от действия ОПР. С помощью этого блока интегратор 13 включается в работу по сигналу на втором входе при условии Uвx min≤Uвx рп≤Uвx max, т.е. когда сигнал на входе рулевого привода находится в рамках допустимых границ изменения. При нарушении этого условия процесс интегрирования блокируется. Нелинейный блок 12 предназначен для ограничения скоростной характеристики интегратора 13, нелинейный блок 44 - для коррекции скоростной характеристики интегратора 13 в зависимости от знака сигнала на втором его входе. С помощью масштабирующих блоков 15, 43, 45 обеспечиваются приемлемые динамические характеристики интегральной части ОПР. Фильтр 46, представляющий собой апериодическое звено, предназначен для фильтрации помех в выходном сигнале сумматора 16.
Блок 19 является составной частью системы дистанционного управления конкретного самолета и предназначен для формирования ее статических характеристик.
Заявляемый к патентованию ОПР по перегрузке по сравнению с прототипом обеспечивает:Declared for patenting ODA overload in comparison with the prototype provides:
- требуемые статические и динамические характеристики комплекса СДУ - ОПР в широком диапазоне изменения высотно-скоростных параметров (за счет использования предложенного комплекса нелинейных и масштабирующих блоков и связей между ними);- the required static and dynamic characteristics of the SDU-OPR complex in a wide range of altitude-velocity parameters (due to the use of the proposed complex of nonlinear and scaling blocks and the connections between them);
- ограничение допустимых значений вертикальной перегрузки при одновременном движении самолета по крену (за счет применения нелинейных блоков 25, 28; блока 26 выделения максимума из двух сигналов, ДУС крена 24, датчика 20 положения РУС по фену и связей между ними);- restriction of permissible values of vertical overload during simultaneous movement of the aircraft along the bank (due to the use of
- выполнение требований летчиков о необходимости резервного запаса по перемещению РУС от максимального значения (при «перетяге» РУС) с целью возможного превышения допустимой перегрузки на определенную величину в критических ситуациях /за счет правильного выбора максимального значения перемещения РУС «на себя» в блоке 5 (120 мм) и величины ограничения сигналов в нелинейном блоке 21 (- 140 мм)/.- fulfilling the requirements of the pilots about the need for a reserve reserve for moving the RUS from the maximum value (during the “overtight” of the RUS) in order to possibly exceed the permissible overload by a certain amount in critical situations / due to the correct choice of the maximum value of the RUS movement “to itself” in block 5 ( 120 mm) and signal restriction values in non-linear block 21 (- 140 mm) /.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019109305A RU2711040C1 (en) | 2019-03-29 | 2019-03-29 | Limiter of maneuverable aircraft limit modes of flight |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019109305A RU2711040C1 (en) | 2019-03-29 | 2019-03-29 | Limiter of maneuverable aircraft limit modes of flight |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2711040C1 true RU2711040C1 (en) | 2020-01-14 |
Family
ID=69171294
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2019109305A RU2711040C1 (en) | 2019-03-29 | 2019-03-29 | Limiter of maneuverable aircraft limit modes of flight |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2711040C1 (en) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2235043C1 (en) * | 2003-11-12 | 2004-08-27 | Оао "Миэа" | Aircraft control system |
RU2327602C1 (en) * | 2006-10-27 | 2008-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" | Aircraft control method and complex system method is built around |
RU2385823C1 (en) * | 2009-02-09 | 2010-04-10 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") | Automatic flight control method of high-performance aircraft |
CN102645933A (en) * | 2012-05-02 | 2012-08-22 | 中国人民解放军海军航空工程学院 | Method for implementing flexible combined overload control for aircraft in large airspace |
FR3062730B1 (en) * | 2017-02-08 | 2019-03-15 | Airbus Helicopters | SYSTEM AND METHOD FOR AUTOMATICALLY CONTROLLED AIRCRAFT AND AIRCRAFT |
-
2019
- 2019-03-29 RU RU2019109305A patent/RU2711040C1/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2235043C1 (en) * | 2003-11-12 | 2004-08-27 | Оао "Миэа" | Aircraft control system |
RU2327602C1 (en) * | 2006-10-27 | 2008-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" | Aircraft control method and complex system method is built around |
RU2385823C1 (en) * | 2009-02-09 | 2010-04-10 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") | Automatic flight control method of high-performance aircraft |
CN102645933A (en) * | 2012-05-02 | 2012-08-22 | 中国人民解放军海军航空工程学院 | Method for implementing flexible combined overload control for aircraft in large airspace |
FR3062730B1 (en) * | 2017-02-08 | 2019-03-15 | Airbus Helicopters | SYSTEM AND METHOD FOR AUTOMATICALLY CONTROLLED AIRCRAFT AND AIRCRAFT |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE69515990T2 (en) | System to increase the stability and maneuverability of the pitch axis of an aircraft | |
US4236685A (en) | Steering mechanism with an active force feedback, especially for aircraft | |
US5428543A (en) | Vertical control system for rotary wing aircraft | |
US5127608A (en) | System for integrated pitch and thrust control of an aircraft | |
US4825375A (en) | Apparatus and methods for apportioning commands between aircraft flight control surfaces | |
US4261537A (en) | Velocity vector control system augmented with direct lift control | |
EP3159767A2 (en) | Zoom climb prevention system for enhanced performance | |
US10480423B2 (en) | Turbopropeller control system with control saturation management | |
US3333795A (en) | Flare computer | |
US5860625A (en) | Aircraft frequency adaptive modal suppression system | |
JPH039033A (en) | Device and method to control propeller speed of aircraft engine | |
US4488235A (en) | Speed control system for aircraft | |
US5839697A (en) | Method and apparatus for turn coordination gain as a function of flap position | |
RU2769452C1 (en) | Aircraft longitudinal control system | |
RU2711040C1 (en) | Limiter of maneuverable aircraft limit modes of flight | |
RU2719711C1 (en) | Manoeuvrable aircraft flight performance manoeuvring limiter | |
GB1587088A (en) | Helicopter pitch rate feedback bias for pitch axis manoeuvring stability and load feed | |
RU2387578C1 (en) | System for automatic control of highly-maneuverable aircraft flight | |
RU2644842C2 (en) | System of automated modal control in aircraft longitudinal axis | |
RU2374602C2 (en) | Method for generation of symmetrical missile control signals | |
RU182886U1 (en) | ANGULAR STABILIZATION SYSTEM | |
RU2460113C1 (en) | Method of generating integral adaptive signal for stabilising gliding motion of unmanned aircraft and apparatus for realising said method | |
RU2385823C1 (en) | Automatic flight control method of high-performance aircraft | |
US4266743A (en) | Pitch attitude stabilization system utilizing engine pressure ratio feedback signals | |
RU2671063C1 (en) | Remote control system of aircraft in lateral-directional mode |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
HE4A | Change of address of a patent owner |
Effective date: 20210121 |