Устройство для управления траекторией самолета при уходе на второй круг

(51)4 В 64 С 13/ ЕНИЯ АВТОРСИ В ТЕЛ ЬСТ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ СССРЙО ДЕЛАМ ИЗОБРЕТЕНИЙ И ОТКРЫТИЙОПИСАНИЕ ИЗО(71) Ордена Ленина академия гражданской авиации(54)(57) УСТРОЙСТВО ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯТРАЕКТОРИЕЙ САМОЛЕТА ПРИ УХОДЕ НАВТОРОЙ КРУГ по авт, св. 9 909897,о т л и ч а ю щ е е с я тем,.что,с целью повьппения безопасности поле"та, в него введены блок детектирования, датчик перегрузки и третийсумматор, причем третий сумматорвключен в цепь между задатчиком перегрузки и коммутатором, второй входтретьего сумматора связан с датчиком перегрузки, а третий вход соединен с задатчиком перегрузки, блокдетектирования включен в цепь между выходом второго сумматора и входом пилотажного прибора, второй выход блока детектирования соединенс допопнительным входом второго запоминающего устройства,ра 1 1. 1 199147Изобретение относится к системам автоматического управления самолетом. По основному авт, св. У 909697 известно устройство для управления траекторией самолета при уходе на второй круг, содержащее последовательно соединенные датчики допустимой перегрузки, коммутатор, первый интегратор, первый сумматор, ограничитель, второй интегратор, второй сумматор и директорный пилотажный прибор, а также первый блок умножения, связанный первым и вторым входами соответственно с задатчиком15 угла наклона глиссады и первым запоминающим устройством, второйблок умножения, связанный первым и вторым входами с датчиком воздушной скорости и задатчиком угла подъема траектории соответственно, причем датчик воздушной скорости подключен к входу первого запоминающего устройства, последовательно соединенные датчик высоты, второе запо 25 минающее устройство, подключенное своим выходом к второму входу второго сумматора, при этом третьи входы второго сумматора и переключающего устройства подключены к датчику вы- ф соты, а четвертый и пятый входы второго сумматора подключены к датчикам угла тангажа и угловой скорости тан- . гажа соответственно, блок синхронизации, подключенный к вторым входам 35 первого и второго интеграторов, первого и второго запоминающих устройств ипереключающего устройства, а также датчик критического угла атаки, подключенный к второму входу коммутато ф Йедостатком этого устройства является то, что имеющийся на большей части траектории запас по перегруз ке, равный разности заданной допустимой перегрузки и ее текущего значения, не используется для увеличения крутизны траектории, следовательно,уменьшения величины потери высоты. 56Кроме того, возможно управление движением самолета по жестко заданной программе. При этом компенсируется любое отклонение по высоте от заданной траектории. Однако отклонение 55 вверх от траектории под действием восходящего турбулентного возмущения компенсировать нецелесообразно,0 2так как оно способствует более быстрому набору безопасной высоты.Цель изобретения - повышение безопасности полета.Это достигается тем, что в известное устройство для управления траекторией самолета при уходе на второй круг введенны блок детектирования, датчик перегрузки и третий сумматор, причем третий сумматор включен в цепь между задатчиком перегрузки и коммутатором, второй вход третьего сумматора связан с датчиком перегрузки, а третий вход соединен с эадатчиком перегрузки, блок детектирования включен в цепь между выходом второго сумматора и входом пилотажного прибора, второй выход блока детектирования соединен с дополнительным входом второго запоминающего устройства. На чертеже представлена структурная схема устройства для управлениятраекторией самолета при уходе навторой круг,Оно содержит последовательно соединенные первый интегратор 1, первый сумматор 2, ограничитель 3, второй интегратор 4, второй сумматор 5,блок 6 детектирования и директорныйпилотажный прибор 7, а также первыйблок 8 умножения, датчик 9 угла наклона глиссады, первое запоминающееустройство 10, датчик 11 воздушнойскорости, второй блок 12 умножения,задатчик 13 угла подъема траектории,датчики 14 и 15 угла тангажа и угловой скорости тангажа соответственно, переключающее устройство 16, дат.чик 17 высоты, второе запоминающееустройство 18, коммутатор 19, датчик20 критического угла атаки, третийсумматор 21, задатчик 22 допустимойперегрузки, датчик 23 перегрузкии блок 24 синхронизации. Первый сумматор 2 подключен также своим вторымвходом к первому блоку 8 умножения,первый и второй входы которого соединены соответственно с датчиком 9угла наклона глиссады и первым запоминающим устройством 10, вход первого запоминающего устройства 10связан с датчиком 11 воздушной скорости и первым входом второго блока12 умножения, соединенным вторымвходом с задатчиком 13 угла подъематраектории, а выходом - с вторымвходом ограничителя 3, второй сумма091470 50 5 з 1 тор 5 связан четвертым и пятым входами с датчиками 14 и 15 угла танга" жа и угловой скорости тангажа, вторым входом - с выходом переключающего устройства 16, подключенного третьим входом к выходу второго запоминающего усгройства 18, при этом третий вход сумматора 5 подключен к датчику 17 высоты, вход первого интегратора 1 связан через коммутатор 9 с датчиком 90 критического угла атаки, подключенным к второму входу коммутатора 19, и выходом третьего сумматора 91, два суммирующих входа которого подключены к задатчику 99 допустимой перегрузки, а вычитающий вход - к датчику 93 перегрузки, блок 94 синхронизации соединен с вторыми входами первого 1 и второго 4 интеграторов, первого 10 и второго 18 запоминающих устройств и переключающего устройства 16.Устройство для управления траекторией самолета при уходе на второй круг работает следующим образом.При принятии решения об уходе на второй круг блок 94 синхронизации вырабатывает сигнал, по которому первое 10 и второе 18 запоминающие устройства запоминают значения напряжений на своих входах, пропорциональные воздушной скорости и высоте полета в этот момент времени. По сигналу блока 94 синхронизации переключатель 16 подключается к входу второго сумматора 5 вместо датчика 17 высоты выход второго запоминающего устройства 18. Этим обеспечивается плавное (без скачков) изменение управляющего сигнала. Од, новременно первый 1 и второй 4 ин- теграторы переводятся в режим интегрирования напряжений, поступающих на их входы, величина и полярность которых определяют скорость изменения выходных напряжений интеграторов. сНа вход первого интегратора 1 через коммутатор 19 поступает напряжение с третьего сумматора 91. Оно складывается из напряжения на выходе задатчика 99 допустимой нормальной перегрузки и форсирующего сигнала в виде разности между допустимой перегрузкой, вводимой задатчиком 99, и текущей перегрузкой, изме- ренной датчиком 93 перегруэкч. Форсирующий сигнал пропорционален в 5 10 15 20 25 30 35 40 45 каждый момент времени запасу по перегрузке. Если величина текущей перегрузки равна заданной, то форсирующий сигнал равен нулю и действует только составляющая, пропорциональная заданному допустимому значению перегрузки. Выходное напряжение первого интегратора 1 определяет изменение вертикальной скорости самолета при уходе на второй круг. Наличие форсирующего сигнала на входе интегратора 1 приводит к увеличению скорости нарастания его выходного напряжения в соответствии с имеющимся за" пасом по перегрузке, т.е. приводит к увеличению вертикальной скорости самолета, а следовательно, к снижению величины потери скорости при выравнивании.Из выходного напряжения первого интегратора 1 в первом сумматоре 9 вычитается напряжение, пропорциональное вертикальной скорости самолета по глиссаде снижения. Это напряжение получается в первом блоке 8 умножения после перемножения напряжения, пропорционального, углу наклона глиссады, и напряжения, пропорционального воздушной скорости в момент принятия решения об уходе на второй круг, запомненного первым запоминающим устройством 10. Запоминание скорости необходимо для минимизации величины потери высоты при выравнивании, так как она пропорциональна скорости, при выравнивании последняя должна выдерживаться постоянной.С выхода первого сумматора 9 напряжение поступает в ограничитель 3, где ограничивается сверху на уровне, равном выходному напряжению второго блока 19 умножения. Это напряжение определяет вертикальную скорость набора высоты и получается путем перемножения напряжений, пропорциональных воздушной скорости - датчика 11 скорости и углу подъема - с задатчика 13 угла подъема траектории. Выходное напряжение ограничителя 3,пропорциональное заданной вертикальной скорости самолета при уходе навторой круг, интегрируется в реальном масштабе времени вторым интегратором 4, Его выходное напряжение,пропорциочальное изменению высотыпри выполнении маневра, складываетсяво Фтором сумматоре 5 с демпфирующими сигналами датчиков 14 и 15 уг";.1091470 Корректор В. Гирняк Редактор О. Юркова Техред М.Надь Заказ 6644/4 Тираж 413 Подписное ВНИИПИ Государственного комитета СССР по делам изобретений и открытий 113035, Москва, Ж, Раушская наб;, д. 4/5Филиал ППП "Патен 1", г. Уж 1 ород, ул. Проектная, 4 ла тангажа и угловой скорости тангажа.На суммирующий вход сумматора 5через нормально замкнутые контактыпереключателя 16 до появления сигнала блока 24 синхронизации поступает напряжение, пропорциональное высоте с датчика 17 высоты. Это женапряжение поступает на вычитающийвход сумматора 5, что обеспечиваетнулевой выходной сигнал. При поступлении сигнала синхронизации черезнормально замкнутые контакты переключателя 16 на сумматоре 5 подается напряжение с выхода второго запоминающего устройства 18. Это напряжение пропорционально высоте вмомент принятия решения об уходе навторой круг, Запоминание этой высоты необходимо для привязки точкиначала выравнивания по высоте относительно земной поверхности,Выходное напряжение сумматора 5,представляющее собой сигнал управления в виде разности между текущейи заданной высотами полета, посту пает в блок 6 детектирования, гдедетектируется с учетом полярности,При этом на одном входе блока 6 детектирования сигнал появится тольков случае, когда входной сигнал положителен, а на другом - когда вход.ной сигнал отрицателен; в остальноевремя выходной сигнал на соответствующих выходных блоках 6 детектирования равен нулю. Если текущая высота из-за воздействия нисходящеготурбулентного потока станет меньшезаданной, т.е. сигнал на выходе сумматора 5 положителен, то он проходит на выходе блока 6 детектирования, подключенный к директорномупилотажному прибору 7 для компенсации последствий возмущения. Когдавходной сигнал блока 6 детектирования отрицателен, в случае, если те 5 1 О 15 20 25 30 35 40 45 кущая высота под действием восходящего турбулентного возмущения больше заданной, то он проходит на выход, связанный с вторым запоминающим устройством.18, и имеет величину, пропорциональную рассогласованию по высоте. Эта разность высот складывается во втором запоминающем устройстве с ранее запомненной высотой начала маневра ухода на второй круг. Полученное новое значение высоты снова запоминается, Это обеспечивает задание более высокой траектории, учитывающей происшедший снос самолета вверх восходящим турбулентным потоком.Для исключения возможности выхода самолета на большие углы атаки предусмотрена стабилизация задаваемой вертикальной скорости на уровне, предшествующем критическому углу атаки. При достижении углом атаки критического значения срабатывает датчик 20 критического угла атаки, и коммутатор 19 отключает вход первого интегратора 1 от третьего сумматора 21. Интегратор 1 переходит в режим памяти и запоминает достигнутое на своем выходе напряжение на все время, пока угол атаки превьппает критический и коммутатор 19 разомкнут.Основным преимуществом изобретения является повышение безопасности полетов, Оно достигается путем учета воздействия восходящих турбулентных потоков, способствующих скорейшему подъему самолета на безопасную величину а также путем использования имеющегося запаса по перегрузке для уменьшения потери высоты при вырав" нивании. Кроме того, достигается эко-, номия топлива за счет сокращения потерь времени от задеожек рейсов и уходов на запасной аэродром, что обусловлено возможностью снижения высоты.