СПОСОБ СОГЛАСОВАНИЯ РЕЖИМОВ РУЧНОГО И АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ В ПРОДОЛЬНОМ ДВИЖЕНИИ

Изобретение относится к области систем управления самолетом в продольном канале и предназначено для обеспечения взаимодействия режимов ручного и автоматического управления.

Существующие способы ручного и автоматического управления маневренными самолетами основаны на использовании в своей работе двух типов приводов рулевых поверхностей (руля высоты): линейный (пропорциональный) привод (так называемая рулевая машина) и привод интегрального типа - механизм триммерного эффекта (МТЭ) (Якубович М.М. Автоматизация управления самолетом на основе разделения управляющих движений во времени // Проблемы машиностроения и надежности машин. 1997, №3, с. 97). Шток рулевой машины изменяет свое положение пропорционально входному сигналу, перемещение штока МТЭ является результатом интегрирования входного сигнала.

Известен способ управления самолетом с последовательной схемой_совместной работы МТЭ и рулевой машины, когда в режиме автоматического управления руль высоты отклоняется гидравлическим бустером пропорционально входному управляющему сигналу с помощью последовательно включенной в механическую проводку управления рулевой машины (типа раздвижной тяги) с ограниченным ходом штока (Якубович М.М. Автоматизация управления самолетом на основе разделения управляющих движений во времени // Проблемы машиностроения и надежности машин. 1997, №3, с. 98, пятый абзац). При выходе штока рулевой машины на предельное значение в работу включается МТЭ, перемещающий далее ручку управления самолетом (РУС), а затем через проводку управления и бустер руль высоты с постоянной тоже ограниченной по величине скоростью. Предельные значения перемещения штока рулевой машины и скорости перемещения штока МТЭ выбираются из условия отказобезопасности системы автоматического управления так, чтобы при отказах приводов летчик был в состоянии осознать и парировать возникшую нештатную ситуацию. Способ автоматического управления отличается высокой надежностью с точки зрения парирования отказов приводов, но в силу наложенных ограничений на максимальные значения перемещения штока рулевой машины и скорости перемещения штока МТЭ динамические характеристики процессов управления самолетом также ограничиваются. В режиме ручного управления руль высоты отклоняется летчиком через РУС. Перемещение РУС может корректироваться с помощью МТЭ (через загрузочный механизм) при выставке руля высоты в балансировочное положение.

Известен способ автоматического управления самолетом с параллельной работой МТЭ и рулевой машины, когда на входы приводов одновременно подается один и тот же сигнал управления, а перемещение руля высоты складывается из перемещения штока рулевой машины и перемещения штока МТЭ (Якубович М.М. Автоматизация управления самолетом на основе разделения управляющих движений во времени // Проблемы машиностроения и надежности машин. 1997, №3, с. 100, пункт 7). Ход штока рулевой машины также ограничен по величине, скоростная характеристика МТЭ линейна и тоже ограничена по величине, что по-прежнему накладывает ограничения на динамические характеристики процессов управления самолетом. В ручном управлении самолетом руль высоты перемещается по-прежнему с помощью РУС с коррекцией балансировочного положения от МТЭ.

В рассмотренных способах управления самолетом переход из ручного режима управления в автоматический и обратно осуществляется практически «безударно» - без существенных изменений положения руля высоты и, соответственно - перегрузки. Обеспечивается это за счет ограниченного перемещения штока рулевой машины в небольших пределах.

С появлением современных электро-гидравлических рулевых приводов, заменивших собой гидравлические бустеры и коротко-ходовые рулевые машины, стало возможным использовать в режимах автоматического управления самолетом полное (неограниченное) отклонение руля высоты. В этой связи безударный переход из режима ручного управления самолетом в автоматический режим и обратно требует специальной организации их взаимодействия.

Целью изобретения является обеспечение «безударного» (без скачкообразных изменений перегрузки) перехода из режима ручного управления самолетом в режим автоматического управления и обратно и улучшение динамических характеристик системы автоматического управления (САУ).

Поставленная цель достигается за счет того, что предлагаемый способ согласования режимов ручного и автоматического управления самолетом в продольном движении, предусматривает использование механизма триммерного эффекта (МТЭ), ручки управления самолетом (РУС), связанных друг с другом через загрузочный механизм, привод, обеспечивающий отклонение руля высоты самолета в полном рабочем диапазоне, на вход привода выборочно поступают предварительно сформированные либо сигнал ручного управления от РУС, либо сигнал автоматического управления от САУ. В момент перехода из ручного в автоматический режим управления на входе привода формируется сигнал автоматического управления с выхода САУ с предварительно внесенным в него начальным значением, равным значению сигнала ручного управления, зафиксированного на момент смены режима управления, МТЭ переводится в режим слежения сигнала ручного управления за сигналом автоматического управления за счет подключения на его вход разности этих сигналов. При обратном переходе из режима автоматического управления в режим ручного управления на входе привода формируется сумма сигнала ручного управления и сигнала, сформированного в виде разности сигналов автоматического и ручного управления, зафиксированных в момент смены режима управления, с последующим списыванием этой разности сигналов до нуля за определенное время, при этом сигнал на входе МТЭ обнуляется и летчику оставляется возможность управления им вручную для корректировки балансировочного положения РУС.

Сущность изобретения поясняется рисунком, на котором представлен пример реализации заявляемого способа согласования режимов ручного и автоматического управления самолетом в продольном движении.

На фиг. 1 использованы следующие обозначения:

1 - система автоматического управления, формирующая сигнал автоматического управления;

2 - механизм триммерного эффекта (МТЭ);

3 - загрузочный механизм (загрузочная пружина);

4 - блок преобразования сигнала по величине;

5 - предварительный фильтр;

6 - рулевой привод;

7, 8 - сумматоры;

9 - блок списывания сигналов до нулевого уровня;

10, 11, 12 - управляемые ключи;

13 - ручка управления самолетом (РУС);

Х_АВТ - сигнал автоматического управления;

Х_Р - сигнал ручного управления;

Х_МТ - перемещение штока МТЭ;

ΔХ_Л - перемещение РУС, осуществляемое летчиком;

Х_РУС - полное перемещение РУС от штока МТЭ и от летчика;

ϕ_СТ - угол отклонения стабилизатора (руля высоты) самолета;

«АВТ» - признак включения режима автоматического управления самолетом;

«РУЧН» - признак включения режима ручного управления самолетом;

Х_Р (t₁) - значение сигнала Х_Р в момент времени t₁;

t₁ - момент времени, когда происходит переход из ручного управления самолетом в автоматический режим управления.

Х_Р (t₂), Х_АВТ (t₂) - значения сигналов Х_Р, Х_АВТ в момент времени t₂;

t₂ - момент времени, когда происходит переход из автоматического режима управления самолета в ручной режим управления;

Сигнал Х_Р ручного управления самолетом формируется из сигнала Х_РУС путем предварительного его преобразования по величине (усиления или ослабления) в блоке 4 и фильтрации в блоке 5. Сигнал Х_АВТ является выходным сигналом системы САУ.

В режиме ручного управления самолетом, перед переходом в режим автоматического управления:

- контакты ключа 10 разомкнуты, сигнал на входе МТЭ равен нулю, следящий контур МТЭ разомкнут;

- контакты ключа 11 замкнуты, но сигнал на выходе блока 9 списан до нулевого уровня;

- сигнал Х_РУС=Х_МТ+ΔХ_Л является результатом перемещения РУС летчиком;

- на вход привода 6 через замкнутые (в верхнем положении) контакты ключа 12 поступает сигнал с выхода сумматора 8, равный сигналу Х_Р ручного управления самолетом;

- таким образом, перед выходом из режима ручного управления сигнал на входе привода равен Х_Р (t₁).

В момент времени t₁ при переходе из ручного в автоматический режим управления на вход привода 6 через замкнутые (в нижнем положении) контакты ключа 12 поступает сигнал с выхода САУ, имеющий в качестве начальных условий значение Х_Р (t₁).

Таким образом, в момент перехода из ручного управления самолетом в режим автоматического управления сигнал на входе в привод остается прежним - Х_Р (t₁), неизменным по величине, за счет чего исключаются скачкообразные изменения руля высоты и «ударные» изменения перегрузки. В режиме автоматического управления замыкаются контакты ключа 10 и МТЭ переводится в следящий режим за счет охвата отрицательной обратной связью по сигналу ручного управления Х_Р. При этом сигнал Х_Р (t) отслеживает сигнал Х_АВТ (t), т.е. Х_Р (t) ≈ Х_АВТ (t).

В момент времени t₂ при переходе из режима автоматического управления в ручное управление самолетом через замыкаемые контакты ключа 12 (верхнее положение) на вход МТЭ с выхода сумматора 8 поступает сумма двух сигналов: сигнала X_Р(t₂) и сигнала с блока 9, представляющего собой разность сигналов Х_АВТ (t₂) - X_Р(t₂), постепенно списываемого затем за определенное время (≈ 3 секунды) до нуля. За счет этого сигнал на входе в привод 6 в состоянии ручного управления вначале будет равен сигналу Х_АВТ (t₂) - своему предшествующему значению в режиме автоматического управления, а через 3 секунды примет текущее значение сигнала ручного управления Х_Р (t). Таким образом, цель изобретения - исключение скачкообразного изменения сигнала на входе привода и «ударного» изменения перегрузки достигается и при этой смене режимов управления самолетом. В режиме ручного управления самолетом контакты ключа 10 размыкаются, сигнал на входе МТЭ обнуляется и он выходит из следящего режима работы. У летчика остается возможность ручного управления МТЭ для корректировки балансировочных положений РУС.

Вторая цель изобретения - улучшение динамических характеристик системы автоматического управления достигается за счет того, что по сравнению с аналога-ми из контура управления САУ исключаются два устройства: рулевая машина с ограниченным ходом штока и МТЭ с ограниченной скоростью перемещения штока, статические и динамические характеристики которых существенным образом сказываются на динамике процессов управления самолетом.

Работоспособность и эффективность заявляемого способа согласования режимов ручного и автоматического управления самолетом в продольном движении подтверждена летными испытаниями и внедрением на самолеты МиГ-29К и его модификаций.