Вычислитель угла атаки

СОЮЗ СОВЕТСНИХССЦИАЛИСТИЧЕСНИХРЕСПУБЛИН 09) (11) ЭСЮ С 06 С 7/78 ОСУДАРСТВЕННЫЙПО ДЕЛАМ ИЗОБРЕТЕН ОМИТЕТ СССИЙ И ОТНРЫТИ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТН АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ(71) Московский ордеордена Октябрьской Ронный институт им. С люев, и М.Я к а Ленина иволюции авиацирго Орджоникидзе Эблоко к выходам треть блоков умножени о и четвертог первые входы котответственно к рых подключены выходам датчиков откл высоты и угловой скор вторые входы которых соответственно через квадратичный и диоднь ный функциональные пр онения руляости тангажа подключен диодныи кусочной кусочно-линейеобразователиа Маха, выход к выходутретьегопервомувторой в тчи с ора п м чен к оду пятого блока д которого через еский функционал подключен к вых умножения братноый преоб гиперболич разовате числа Ма чика с я отлича(56) 1. Патент США Иф 2856127,кл. 235-150,2, опублик. 1958.2. Патент США 9 2987254, кл. 235150.2, опублик. 1961.3. Патент США В 3654443, кл. 235150.2, опублик, 1972(прототип).(54)(57) ВЫЧИСЛИТЕЛЬ УГЛА АТАКИсодержащий три сумматора, пятьумножения, дифференцирующий элемент,три делителя, косинусный, обратногиперболический, арксинусный, диодный кусочно-квадратичный и диодныйкусочно-линейный функциональныепреобразователи, два масштабирующихусилителя, первый и второй входыпервого делителя подключены соответственно к выходам датчиков скоростиполета и скорости изменения высотыполета, а его выход через первыймасштабирующий усилитель подключенк первому входу первого сумматора,второй вход которого через дифференцирующий элемент подключен к выходудатчика скорости полета, третийвход первого сумматора подключенк выходу первого блока умножения,первый и второй входы которого подключены соответственно к выходудатчика осевого ускорения и к вь 1 ходукосинусного функциональйого преобразователя, первый и второй входы второго делителя подключены соответственно к выходу первого сумматораи к выходу датчика вертикальногоускорения, а: го выход через арксинусный функциональный преобразовательподключен к входу косинусногофункционального преобразователя,первый вход второго блока умноженияподключен к выходу датчика вертикаль.ного ускорения, а его выход подключен к первому входу второго сумматора, второй вход которого подключенк выходу датчика тяги силовой установки, выход второго сумматора соединен с первым входом третьего делителя, второй вход которого черезвторой масштабирующий усилительподключен к, выходу датчика скоростного напора, выход третьего делителяподключен к первому входу третьегосумматора, второй и третий входыкоторого подключены соответственно тем, что, с целью повышения точности определения истинного угла атаки, он дополнительно содержит датчик массы,1296 ЭО датчик расхода массы, четвертый ипятый сумматоры, шестой блок умножения, фильтр нижних частот, интегратор и датчик расхода топлива, причемпервый и второй входы четвертогосумматора подключены соответственнок выходам арксинусного функционального преобразователя и пятого блокаумножения, выход четвертого сумматора подключен к первому входу шестогоблока умножения, второй вход которого подключен к выходу второго масштабйрующего усилителя, а выход Изобретение относится к автоматическому управлению и может быть использовано в системе автоматического управления движущимся объектом, например самолетом. 5Известны вычислители углов атаки7отличительной особенностью которых является использование сумматоров, множителей, делителей и функциональных преобразователей 111 и 12 . 1 ООднако точность вычисления углов атаки с помощью этих устройств в значительной мере зависит от точности измерения расхода горючего бортовыми средствами, а погрешность бортовых 15 топливомеров достигает 1 О .Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому является вычислитель угла атаки, который содержит три сумматора, пять блоков умножения, дифференцирующий элемент, , три делителя, пять функциональных преобразователей, два масштабирующих усилителя, первый и второй входы перг вого делителя подключены соответст венно к шинам скорости полета и скорости изменения высоты полета,а его выход через первый масштабирующий усилитель подключен к первому входу первого сумматора, второй вход которого через дифференцирующий элемент подключен к шине скорости полета, третий вход первого сумматора подключен к выходу первого блока умножения, первый и второй. входы которого подключены соответственно к шине осевого ускорения и к выходу косинусного функционального преобрашестого блока умножения через фильтрнижних частот соединен с входом интегратора, выход которого подключенк первому входу пятого сумматора,второй, третий, четвертый входы ивыход которого подключены соответственно к выходу датчика начальноймассы, выходу датчика расхода массы,выходу датчика расхода топлива и квторому входу второго блока умножения, выходом вычислителя углаатаки является выход пятого блокаумножения. эователя, первый и второй входывторого делителя подключены соответственно к выходу первого сумматораи к вине вертикального ускорения,а его выход через арксинусный функциональный преобразователь подключенк входу косинусного функциональногопреобразователя, первый вход второгоблока умножения подключен к шине -вертикального ускорения, а его выходподключеН к первому входу второгосумматора, второй вход которого подключен к шине тяги силовой установки,выход второго сумматора соединен спервым входом третьего делителя,второй вход которого через второймасштабирующий усилитель подключенк шине скоростного напора, выходтретьего делителя подключен к первому входу третьего сумматора, второйи третий входы которого подключенысоответственно к выходам третьегои четвертого блоков умножения, первые входы которых подключены соответственно к шинам отклонения рулявысоты и угловой скорости тангажа,вторые входы которых подключенысоответственно через функциональныепреобразователи к шине числа Маха,выход третьего сумматора подключенк первому входу пятого блока умножения, второй вход которого черезобратно"гиперболический функциональный преобразователь подключен к шинечисла Маха 3 . Его особенностью является предварительное вычисление текущей массы3самолета с использованием зависимости видас к+с 8 ас б с 6где С и С - производные коэффициента подъемной силыпо углу атаки и отклонению руля высоты;О - вертикальное ускорение самолета;угол отклонения руля/высотыМ - угол атаки, измеренный инерциальным спо.собом,"- скоростной напор потока;б - мидель самолета.Инерциальный : угол атаки имеет погрешность, вызванную возмущениями движения самолета турбулентностью воздушного потока. Поэтому сигнал массы, измеренный таким способом, пропускается через фильтр низких частот. Затем по вычисленному значению массы проводится вычисление истинного угла атаки Ж известным способом:Недостатком такой схемы вычисления является зависимость точности вычисления массы, а следовательно, и угл атак, от точности определения С и СЦель изобретения - повышение точности измерения истинного угла атаки.Указанная цель достигается тем, что в вычислитель угла атаки, состоящий из трех сумматоров, пяти блоков умножения, одного дифференцирующего элемента, трех делителей, косинусного обратно-гиперболического, арксинусного, диодного кусочно- квадратичного и диодного кусочно- линейного функциональных преобразователей и двух масштабирующих усилителей, первый и второй входы первого делителя подключены соответственно к выходам датчиков скорости полета и скорости изменения высоты полета, а его выход через первый масштабирующий усилитель подключен129630 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 к первому входу первого .сумматора, второй вход которого через дифферен. цирующий элемент подключен к выходу датчика скорости полета, третий вход первого сумматора подключен к выходу первого блока умножения, первый и второй входы которого под" ключены соответственно к выходу датчика осевого ускорения и к выходу . косинусного функционального преобразователя, первый и второй входы второго делителя подключены соответственно к выходу первого сумматора и к выходу датчика вертикального ускорения, а его выход через арксинуа. ный функциональный преобразователь подключен к входу косинусного функционального преобразователя, первый вход второго блока умножения подключен к выходу датчика вертикального ускорения, а его выход подключен к первому входу второго сум" матора, второй вход которого подключен к выходу датчика тяги силовой установки, выход второго сумматора подключен к первому входу третьего делителя, второй вход которого через второй масштабирующий усилитель подключен к выходу датчика скоростного напора выход третьего делителяУподключен к первому входу третьего сумматора, второй и третий входы которого подключены соответственно к выходам третьего и четвертого блоков умножения, первые входы которых подключены соответственно к выходам датчиков отклонения руля высоты и угловой скорости тангажа, вторые входы которых подключены соответственно через диодный кусочно- квадратичный и диодный кусочно- линейный функциональные преобразователи к выходу датчика числа Маха, вы- ход третьего сумматора подключен к первому входу пятого блока умножения, второй вход которого через обратно- гиперболический функциональный преобразователь подключен к выходу датчика числа Маха, введены датчик массы, датчик расхода массы, четвертый и пятый сумматоры, шестой блок умножения, фильтр нижних частот и интегратор, датчик расхода .топлива, причем первый и второи входы четвертого сумматора подключены соответственно к выходам арксинусногофункционального преобразователя и пятого блока умножения; выход четвертого сумматора подключен к7 11 на сумматоре 11 суммируется с другими составляющими массы и уточняет измерение истинного угла атаки. Передаточные функции фильтра 23 и интегратора 24 выбираются, исходя из соображений минимизации погрешности вычисления угла атаки.В устройстве вычисляется масса самолета как суммаофв - Щ эгде В - начальное значение массы;Ьпт - израсходованное количествотоплива, измеренное топливомером;Ьп 1 - масса сбрасываемых подвесиных устройств;бм - поправка, вычисленная попредлагаемой схеме.При вычислении поправки использован интегратор, который накапливает поправку к массе, Так как схема 29630 Я.введения поправки замкнутая, топоправка вводится автоматически дотех пор, пока разность к; -6 нанизкочастотной составляющей нестанет равной нулю. При этом точностьзадания С ,Ч) в определении поМЧправкив не влияет на точностьопределения поправки к углу атаки.Как показали результаты моделирования с использованием ЭВМ и стендовые полунатурные испытания опытногообразца вычислителя, он обладаетпогрешностью измерений истинногооугла атаки 0,15 - 0,2 (9 -21, чтов 3-10 раз меньше, чем при использовании для этой цели базовогосерийного датчика местного углаатаки, Это позволит полнее использовать тактико-технические возможностисамолетов и повысит безопасностьполетов на режимах, близких ккритическим.