RU974686C - Устройство для управления рулевым приводом летательного аппарата - Google Patents
Устройство для управления рулевым приводом летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU974686C RU974686C SU3218388A RU974686C RU 974686 C RU974686 C RU 974686C SU 3218388 A SU3218388 A SU 3218388A RU 974686 C RU974686 C RU 974686C
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input
- adder
- output
- aircraft
- steering gear
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Feedback Control In General (AREA)
Description
Изобретение относится к автоматизированным системам управления объектами, в частности системам управления и передачи для приведения в действие поверхностей управления предкрылков и закрылков, тормозных щитков или интерцепторов с автопилотом.
Известно устройство для управления рулевым приводом летательного аппарата, содержащее последовательно соединенные задатчик осевых перемещений штока, сумматор, рулевой привод и датчик обратной связи, соединенный через блок выделения модуля, фильтры и блок умножения с сумматором.
Однако это устройство не обеспечивает требуемого запаса устойчивости и быстродействия, а при увеличении коэффициента передачи контура обратной связи из-за больших фазовых сдвигов в контуре управления теряет устойчивость и возникают вредные автоколебания, приводящие к нарушению функционирования системы управления или возникновению аварий.
Известно также устройство для управления рулевым приводом летательного аппарата, содержащее последовательно соединенные задатчик осевых перемещений штока, сумматор, рулевой привод, датчик обратной связи, выход которого через фильтр нижних частот соединен с вторым входом сумматора, и блок выделения модуля, причем третий вход сумматора через фильтр верхних частот соединен с блоком умножения.
Однако, это устройство не обладает достаточным запасом устойчивости и высоким быстродействием для требуемой точности работы, поскольку оно не позволяет устранить влияние фазового запаздывания в контуре регулирования на устойчивость работы в требуемом диапазоне частот. Коррекция частотных характеристик с целью стабилизации замкнутой системы требует синтеза чрезмерно сложных электрических цепей, в том числе с применением вычислительной машины, и связана со снижением быстродействия устройства.
Цель изобретения - повышение быстродействия и запасов устойчивости.
Указанная цель достигается тем, что в устройство для управления рулевым приводом летательного аппарата, содержащее последовательно соединенные задатчик осевых перемещений штока, сумматор, рулевой привод, датчик обратной связи, выход которого через фильтр нижних частот соединен с вторым входом сумматора, и блок выделения модуля, причем третий вход сумматора через фильтр верхних частот соединен с блоком умножения, введены между задатчиком и первым входом блока умножения - первый блок выделения знака, а между датчиком обратной связи и вторым входом блока умножения - последовательно соединенные второй блок выделения знака, логический элемент И, второй вход которого соединен с первым блоком выделения знака, и реле, второй вход которого соединен с выходом блока выделения модуля.
На чертеже изображена функциональная схема предлагаемого устройства.
Устройство содержит последовательно соединенные задатчик 1 осевых перемещений штока, сумматор 2, рулевой привод 3 со штоком 4, датчик 5 обратной связи, выход которого через фильтр 6 нижних частот соединен с вторым входом сумматора 2, и блок 7 выделения модуля, вход которого связан с датчиком 5 обратной связи, а выход - с входом реле 8, причем третий вход сумматора 2 через фильтр 9 верхних частот соединен с блоком 10 умножения, выход задатчика 1 через первый блок выделения знака 11 связан с входами блока умножения и первым входом логического элемента И 12, а второй блок 13 выделения знака установлен между датчиком 5 обратной связи и вторым входом логического элемента И 12, выход блока умножения 10 через фильтр 9 верхних частот связан с третьим входом сумматора 2, выход логического элемента И 12 связан с входом реле 8, выход которого связан с вторым входом блока умножения 10.
Устройство работает следующим образом.
Управляющий сигнал Uу от задатчика 1, пропорциональный требуемым осевым перемещениям штока 4, соединенного с управляющей поверхностью летательного аппарата, с помощью рулевого привода 3 преобразуется в механическую силу, действующую на шток 4. Осевые перемещения последнего с помощью датчика 5 обратной связи преобразуются в сигнал Ud, который посредством блока выделения модуля 7 формируется в однополярное напряжение постоянного тока и через контакты реле 8 поступает на второй вход блока умножения 10, на первый его вход подается опорный сигнал с выхода блока 11 выделения знака, постоянный по амплитуде и синфазный с управляющим сигналом Uу. Выходной сигнал блока умножения 10 пропорциональный по модулю осевым перемещениям штока 4, а по знаку - обратный управляющему сигналу Uу, через фильтр 9 верхних частот поступает на третий вход сумматора 2. Разность двух сигналов (сигналы рассогласования) с выхода сумматора 2 подается на рулевой привод 3 и преобразуется в дополнительную механическую силу, действующую на шток 4 в сторону уменьшения сигнала рассогласования, т.е. снижения погрешности углового отклонения управляющей поверхности летательного аппарата.
Цепь обратной связи замыкается лишь при условии, когда сигнал Udсовпадает по знаку с управляющим сигналом Uу. Это достигается тем, что с помощью двух идентичных блоков 11 и 13 из сигналов Uу и Ud выделяются их знаки и подаются на входы Вх1 и Вх2 логического элемента И 12. Если знаки этих сигналов одинаковы, то на выходе логического элемента И 12 появляется сигнал, который подается на обмотку реле 8. При срабатывании реле его контакты соединяют выход блока 7 модуля с вторым входом блока умножения 10. В случае разных знаков сигналов Uу и Ud цепь обратной связи разомкнута. Таким образом исключается возможность потери устойчивости устройства, например, при ступенчатом изменении управляющего сигнала Uу с переходом через нуль, нарушении условия управляемости и т.д.
Поддерживание нейтрального положения штока 4 при Uу = 0, а также регулирование перемещения штока в низкочастотной области при разомкнутой обратной связи осуществляются с помощью внутреннего контура обратной связи. При этом сигнал Ud через фильтр 6 нижних частот поступает на второй вход сумматора 2. Частота среза фильтра нижних частот ниже собственных частот элементов цепи регулирования.
При срабатывании реле 8 оказываются замкнутыми обе цепи обратной связи, в результате чего коррекция системы управления рулевым приводом 3 осуществляется в диапазоне частот от нуля до верхней границы полосы пропускания отдельных элементов устройства.
Устройство обладает устойчивостью также при больших значениях коэффициента передачи разомкнутой системы и в широком диапазоне частот, включая область упругих колебаний летательного аппарата. Это позволяет обеспечить высокое быстродействие отработки командных сигналов с высокой точностью, компенсируя нестабильность и нелинейность частотных характеристик рулевого привода в определенных пределах.
Устойчивость устройства обеспечивается благодаря тому, что независимо от величины фазового запаздывания, вносимого, например, рулевым приводом, сигнал обратной связи на третьем входе сумматора 2 по отношению к управляющему сигналу Uу находится в противофазе во всем частотном диапазоне.
Устройство позволяет существенно повысить динамическое качество управления рулевым приводом и расширить частотный диапазон работы, устраняя ограничения, обусловленные упругими колебаниями летательного аппарата.
Claims (1)
- УСТРОЙСТВО ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ РУЛЕВЫМ ПРИВОДОМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащее последовательно соединенные задатчик осевых перемещений штока, сумматор, рулевой привод, датчик обратной связи, выход которого через фильтр нижних частот соединен с вторым входом сумматора, и блок выделения модуля, причем третий вход сумматора через фильтр верхних частот соединен с блоком умножения, отличающееся тем, что, с целью повышения быстродействия и запасов устойчивости, в него введены между задатчиком и первым входом блока умножения первый блок выделения знака, а между датчиком обратной связи и вторым входом блока умножения - последовательно соединенные второй блок выделения знака, логический элемент И, второй вход которого соединен с первым блоком выделения знака, и реле, второй вход которого соединен с выходом блока выделения модуля.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU3218388 RU974686C (ru) | 1980-12-17 | 1980-12-17 | Устройство для управления рулевым приводом летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU3218388 RU974686C (ru) | 1980-12-17 | 1980-12-17 | Устройство для управления рулевым приводом летательного аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU974686C true RU974686C (ru) | 1994-06-15 |
Family
ID=30439908
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU3218388 RU974686C (ru) | 1980-12-17 | 1980-12-17 | Устройство для управления рулевым приводом летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU974686C (ru) |
-
1980
- 1980-12-17 RU SU3218388 patent/RU974686C/ru active
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4398889A (en) | Flight simulator | |
US3925640A (en) | Closed loop control system having plural modes of operation | |
US4998051A (en) | Adaptive control system | |
SE510713C2 (sv) | Faslåsningskrets samt metod för reglering av spänningsstyrd oscillator | |
SE510713C3 (sv) | Faslåsningskrets samt metod för reglering av spänningsstyrd oscillator | |
US4527242A (en) | Automatic flight control pilot assist system | |
US4330829A (en) | Helicopter flight stability control induced oscillation suppression | |
US4298833A (en) | Apparatus for damping operator induced oscillations of a controlled system | |
US3493826A (en) | Servomechanism including a lead network feedback and means to modify the lead network responsive to rate | |
GB1497796A (en) | Stabilizing system for an inverter-driven induction motor | |
US3351829A (en) | Stabilizing device for a control system | |
RU974686C (ru) | Устройство для управления рулевым приводом летательного аппарата | |
RU2213025C2 (ru) | Устройство и способ для регулирования рулевой силы в механической системе управления летательным аппаратом | |
DE4138932A1 (de) | Semiaktives fahrwerksregelungssystem | |
US3038451A (en) | Position control system | |
US3476335A (en) | Pseudo control stick steering system for aircraft having a damper system | |
JPS58170901A (ja) | 電気油圧サ−ボ系 | |
US4553210A (en) | Complemented roll attitude flight control system | |
US3081968A (en) | Control apparatus | |
US3565370A (en) | Automatic flight control system | |
JPH0378806A (ja) | 多機能形制御装置 | |
KR20010022866A (ko) | 차량 제어 시스템의 위상 보정 방법 및 장치 | |
JP3725259B2 (ja) | 油圧加振機の制御装置 | |
GB1070211A (en) | Improvements relating to stability augmentation systems for craft | |
RU2814931C1 (ru) | Нелинейный префильтр, обеспечивающий подавление явления раскачки самолета летчиком |