Результат интеллектуальной деятельности: Способ управления рулём высоты самолёта

Изобретение относится к авиационной технике, в частности, к системам управления (СУ) самолетов и может быть использовано при проектировании самолетов с целью уменьшения эксплуатационных и расчетных маневренных аэродинамических нагрузок на горизонтальное оперение (ГО) и хвостовую часть фюзеляжа самолета.

Известен и широко применяется в системах управления самолетов астатический автомат продольной устойчивости и управляемости (см. А.В. Ефремов, В.Ф. Захарченко, В.Н. Овчаренко и др. Динамика полета; под ред. Г.С. Бюшгенса. - М.: Машиностроение, 2011, стр. 694-700). При управлении в соответствии с этим способом измеряют отклонение штурвала от нейтрального положения ΔХ_В и параметры движения, на их основе вычисляют корректированные сигналы приращения нормальной перегрузки Δn_{y к}, угловой скорости тангажа ω_{z к} и сигнал скорости полета V. Далее определяют управляющий сигнал статического автомата устойчивости U_СУУП (там же, стр. 689-694). Для этого, вычисляют используя сигнал скорости полета V три коэффициента усиления: коэффициент усиления прямой цепи K_{ш в}; коэффициент усиления обратной связи по перегрузке K_n; коэффициент усиления обратной связи по угловой скорости тангажа ; которые затем умножают на сигналы отклонения штурвала от нейтрального положения ΔХ_В, приращения нормальной перегрузки Δn_y и угловой скорости тангажа , соответственно, и складывают. Управляющий сигнал привода руля высоты U_СДУ определяют как сумму статического и интегрального:

.

Подинтегральный сигнал U_∫ определяют аналогично сигналу U_СУУП

используя сигналы ΔХ_В, Δn_{y к}, ω_{z к} и коэффициенты K_ш∫, K_n∫ и K_ω∫. Управляющий сигнал привода руля высоты U_СДУ передают на рулевые приводы, которые управляют рулем высоты в соответствии с этим сигналом.

Данный способ управления обеспечивает высокий уровень характеристик устойчивости, управляемости и безопасности полета. У приведенного способа можно отметить два недостатка: возможность возникновения больших по абсолютной величине аэродинамических нагрузок при маневрировании; невозможность управления этими нагрузками или их снижения.

Известен, принятый за прототип, способ управления самолетом в продольном канале, обеспечивающий управление через отклонение руля высоты (см. Б.С.Алешин, С.Г. Баженов, Ю.И. Диденко, Ю.Ф. Шелюхин. Системы дистанционного управления магистральных самолетов. - М.: Наука, 2013, стр. 122-129). При управлении в соответствии с этим способом измеряют углы тангажа ϑ и крена γ, вектор перегрузки (величины n_х, n_у, n_z), вектор угловой скорости (величины ω_х, ω_у, ω_z), комплекс скоростных параметров, углы отклонения управляющих поверхностей самолета (закрылков - δ_з, предкрылков - δ_пр, стабилизатора - ϕ). По измеренным сигналам определяют заданное значение приращения нормальной перегрузки Δn_{y зад}, вычисляют скорость полета V, корректирующие сигналы приращения нормальной перегрузки Δn_{y c} и приращения угловой скорости тангажа Δω_{z с}:

;

,

где g - ускорение силы тяжести.

Определяют величину прямого сигнала управляемости:

δ_{в пр}=R_ш⋅Δn_{y зад}.

Для определения коэффициента усиления R_ш могут использоваться сигналы отклонения управляющих поверхностей самолета, и параметры полета.

Определяют величину позиционного сигнала управляемости (управления):

δ_{в поз}=ε_{n поз}+ε_{ω поз}

где составляющая, определяемая нормальной перегрузкой ε_{n поз} определяется выражением:

ε_{n поз}=K_{nу п}⋅(Δn_{y c}-W_п(s)⋅Δn_{y зад})⋅W_{ny п}(s),

здесь s - опреатор Лапласса, W_п(s) - динамическое звено (в качестве него может приниматься апериодическое звено), W_{ny п}(s) - апериодический фильтр по сигналу нормальной перегрузки, K_{пу п}- коэффициент усиления позиционной обратной связи по перегрузке, позиционная обратная связь по угловой скорости тангажа ε_{ω поз} имеет следующий вид:

ε_{ω поз}=K_{ωz п}⋅(Δω_{z с}-g/V⋅W_п(s)⋅Δn_{y зад}),

где K_{ωz п} - коэффициент усиления позиционной обратной связи по угловой скорости тангажа. Коэффициенты усиления K_{nу п} и могут выбираться в зависимости от режима полета самолета.

Определяют величину интегрального сигнала управляемости (управления):

где ε_{nω ∫}=ε_{n ∫}+ε_{ω ∫},

ε_{n ∫}=K_{ny ∫}⋅(Δn_{y c}-W_∫(s)⋅Δn_{y зад}),

ε_{ω ∫}=K_{ωz ∫}⋅(Δω_{z с}-g/V-W_∫(s)⋅Δn_{y зад}),

здесь W_∫(s) - динамическое звено (в качестве него может приниматься апериодическое звено), K_{ny ∫}, K_{ωz ∫}, и K_∫ - коэффициенты усиления, которые могут выбираться в зависимости от режима полета самолета.

Формируют управляющий сигнал привода руля высоты:

δ_в=δ_{в пр}+δ_{в поз}+δ_{в ∫},

Передают управляющий сигнал δ_в на исполнительные приводы руля высоты и осуществляют отклонение руля высоты в соответствии с данным сигналом.

Данный способ управления, как и способ-аналог, обеспечивает высокий уровень характеристик устойчивости, управляемости и безопасности полета. Он обладает теми же недостатками: возможность возникновения больших по абсолютной величине аэродинамических нагрузок при маневрировании; невозможность управления этими нагрузками или их снижения.

Техническим результатом изобретения является осуществление управления самолетом в продольном канале, обеспечивающего высокий уровень характеристик устойчивости, управляемости и безопасности при одновременном снижении аэродинамических нагрузок на ГО, возникающих при таком управлении.

Технический результат достигаются тем, что в способе управления рулем высоты самолета, содержащем измерение угла тангажа, угла крена, вектора перегрузки, вектора угловой скорости, комплекса скоростных параметров, углов отклонения управляющих поверхностей самолета, вычисление корректирующих сигналов приращения нормальной перегрузки Δn_{y c} и приращения угловой скорости тангажа Δω_{z с}, определение заданного значения приращения нормальной перегрузки ⋅Δn_{y зад}, вычисление величины позиционного сигнала управления δ_{в поз} на основе измеренных параметров движения, вычисление величины интегрального сигнала управления δ_{в ∫}, формирование управляющего сигнала привода руля высоты δ_в с использованием позиционного δ_{в поз} и интегрального δ_{в ∫} сигналов управления, передачу управляющего сигнала δ_в на исполнительные приводы руля высоты и соответствующее отклонение руля высоты, управляющий сигнал привода руля высоты δ_в определяют в зависимости от позиционного сигнала управляемости δ_{в поз}, интегрального сигнала управляемости δ_{в ∫}, корректирующего сигнала приращения нормальной перегрузки Δn_{y c}, а перед формированием управляющего сигнала привода руля высоты δ_в вводят ограничение позиционного сигнала управления δ_{в поз} максимальной и минимальной величиной.

Управляющий сигнал привода руля высоты δ_в может быть определен в соответствии формулой , где - величина градиента перемещения руля высоты на единицу перегрузки.

Способ осуществляется следующим образом:

1. При управлении в соответствии с этим способом измеряют углы тангажа ϑ и крена γ, вектор перегрузки (величины n_х, n_у, n_z), вектор угловой скорости (величины ω_х, ω_у, ω_z), комплекс скоростных параметров, углы отклонения управляющих поверхностей самолета (закрылков - δ_з, предкрылков - δ_пр, стабилизатора - ϕ). По измеренным сигналам определяют заданное значение приращения нормальной перегрузки Δn_{y зад}, вычисляют скорость полета V, корректирующие сигналы приращения нормальной перегрузки Δn_{y c} и приращения угловой скорости тангажа Δω_{z с}:

;

,

где g - ускорение силы тяжести.

С использованием корректирующего сигнала приращения нормальной перегрузки Δn_{у с} определяют величину компенсационного сигнала:

δ_{в к}=R_ш⋅Δn_{y с}.

Для определения коэффициента усиления R_ш могут использоваться сигналы отклонения управляющих поверхностей самолета, и параметры полета. В качестве коэффициента усиления R_ш может быть принята величина градиента перемещения руля высоты на единицу перегрузки - .

Определяют величину позиционного сигнала управляемости (управления):

δ_{в поз}=ε_{n поз}+ε_{ω поз},

где составляющая, определяемая нормальной перегрузкой ε_{n поз} определяется выражением:

ε_{n поз}=K_{nу п}⋅(Δn_{y c}-W_п(s)⋅Δn_{y зад})⋅W_{ny п}(s),

здесь s - опреатор Лапласса, W_п(s) - динамическое звено (в качестве него может приниматься апериодическое звено), W_{ny п}(s) - апериодический фильтр по сигналу нормальной перегрузки, K_{пу п}- коэффициент усиления позиционной обратной связи по перегрузке, позиционная обратная связь по угловой скорости тангажа ε_{ω поз} имеет следующий вид:

ε_{ω поз}=K_{ωz п}⋅(Δω_{z с}-g/V⋅W_п(s)⋅Δn_{y зад}),

где K_{ωz п} - коэффициент усиления позиционной обратной связи по угловой скорости тангажа. Коэффициенты усиления K_{nу п} и могут выбираться в зависимости от режима полета самолета.

Определяют величину интегрального сигнала управляемости (управления):

где ε_{nω ∫}=ε_{n ∫}+ε_{ω ∫},

ε_{n ∫}=K_{ny ∫}⋅(Δn_{y c}-W_∫(s)⋅Δn_{y зад}),

ε_{ω ∫}=K_{ωz ∫}⋅(Δω_{z с}-g/V⋅W_∫(s)⋅Δn_{y зад}),

здесь W_∫(s) - динамическое звено (в качестве него может приниматься апериодическое звено), K_{ny ∫}, K_{ωz ∫}, и K_∫ - коэффициенты усиления, которые могут выбираться в зависимости от режима полета самолета.

Формируют управляющий сигнал привода руля высоты:

δ_в=δ_{в пр}+δ_{в поз}+δ_{в ∫},

2. Для ряда режимов полета, характеризующихся скоростями полета, близкими к расчетной предельной скорости полета, определяют балансировочную нагрузку на ГО при горизонтальном полете Y_{ГО бал 1}, а также при полете с минимальной и максимальной эксплуатационными перегрузками, Y_{ГО бал min} и Y_{ГО бал max} соответственно. При этом центровки самолета выбираются в диапазоне от предельно передней, до предельно задней, а вес самолета считается максимальным для данной центровки.

3. Для того же перечня режимов полета, весов и центровок самолета, определяют изменение во времени нагрузки на ГО при переходе от минимальной эксплуатационной перегрузки к максимальной и при переходе от максимальной эксплуатационной перегрузки к минимальной. Для каждого режима полета фиксируют максимальную и минимальную нагрузку на ГО Y_{ГО max} и Y_{ГО min}, балансировочное значение нагрузки в переходном процессе, предшествующее данным экстремальным значениям Y_{ГО бал(+)} и Y_{ГО бал(-)}.

4. Определяют режимы полета, вес и центровки самолета, при которых реализуется максимальная Y_{ГО max max} и минимальная Y_{ГО min min} нагрузка на ГО в переходном процессе. Фиксируют эти значение нагрузки и принимают их в качестве исходных расчетных значений.

5. На расчетных режимах наибольшего нагружения ГО, там где реализуются значения Y_{ГО max max} и Y_{ГО min min}, определяют максимально и минимально возможные ограничения величины позиционного сигнала управляемости δ_{в поз} при которых выполняются требования обеспечения устойчивости и управляемости σ_max. и σ_min, соответственно, определяют соответствующие им расчетные величины максимальной Y_{ГО max расч} и минимальной Y_{ГО min расч} расчетных нагрузок. Величина расчетной нагрузки Y_{ГО max расч} не может быть менее наибольшей из балансировочных нагрузок Y_{ГО бал 1}, Y_{ГО бал min} и Y_{ГО бал max}, а величина Y_{ГО min расч} не может быть более наименьшей их величины.

6. Определяют максимальное и минимальное ограничение позиционного сигнала, как такие величины, при которых приращение нагрузки на ГО в переходном процессе ΔY_ГО относительно балансировочных величин Y_{ГО бал} на данном режиме полета не превышает разностей соответствующих расчетных и балансировочных нагрузок: ΔY_ГО≤ Y_{ГО max расч}- Y_{ГО бал(+)} при определении; ΔY_ГО≤ Y_{ГО бал(-)}-Y_{ГО min расч} при определении .

7. Ограничивают позиционный сигнал управления δ_{в поз} максимальной и минимальнойвеличиной.

8. Формируют управляющий сигнала привода руля высоты δ_в с использованием компенсационного сигнала δ_{в к}, ограниченного позиционного сигнала δ_{в поз} и интегрального сигнала управления δ_{в ∫}.

Также возможно формирование сигнала δ_в в соответствии с выражением:

.

9. Передают управляющий сигнал δ_в на исполнительные приводы руля высоты, и отклоняют руль высоты в соответствии с этим сигналом.

Данный способ управления может быть применим к самолетам, имеющим различные органы продольного управления:

руль высоты;

руль высоты и отклоняемый стабилизатор - в этом случае скорость отклонения стабилизатора определяется величиной интегрального сигнала управляемости δ_{в ∫}, аналогично прототипу;

отклоняемый стабилизатор без руля высоты - в этом случае управляющий сигнал δ_в следует подавать на вход привода управления стабилизатором.

Проведенное математическое моделирование на примере магистрального самолета (максмальный взлетный вес 80 т) показало, что предлагаемый способ управления обеспечивает уменьшение аэродинамического нагружения ГО при выполнении маневров типа «контролируемый маневр», предписываемых авиационными правилами АП-25, на 15% по сравнению со способом описанным в прототипе.

Проблема обеспечения высокого уровня безопасности полета решается традиционно: за счет использования обратных связей по комплексу сигналов, аналогично способу, описанному в прототипе.