Устройство для определения углов атаки (скольжения) летательного аппарата

Я ЗОБРЕТельстцу СОЮЗ СОВЕТСКИХСОЦШ 4 НСТИЧЕСКИХ РЕСПУБЛИКГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОЕВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР)оэ ОПИСАНИЕЮ ЗВТОРСКОМт СВИдй ВАКурбангалиев о СССР й 660356, кл СССР й 934657, кл, РЕДЕЛЕНИЯ УГЛО ЕТАТЕЛЬНОГО АП(21) 4793673/22(56) Авторское свидетельстВ 64 С 21/02, 1977,Авто ское свидетельст рВ 64 С 2 /02, 1980,(54) У РОЙСТВО ДЛЯ ОП(57) Изобретение относится а именно к устройствам изм них углов, и предназначен атаки летательного аппарат являетсй повышение точно атаки (скольжения), Для это авиационной технике, ения аэродинамичесдля измерения угла Целью изобретения и определения углов о в устройство вводят датчик числа Маха, баровысотомер и блок опредепения поправки коэффициентов и постоянной времени фильтра нижних частот, причем фильтр нижних частот выполнен в виде фильтра нижних частот 1-го порядка а блок определения поправки коэффициентов и постоянной времени фильтра нижних частот содержит шесть задатчиков постоянных параметров, формирователь сигнала плотности воздуха, формирователь сигнала скорости звука, формирователь декремента затухания сигнала датчика аэродинамического угла на нулевой высоте, формирователь сигнала собственной частоты колебания . чувствительного элемента датчика аэродинамического угла на нулевой высоте, три блока деления, три блока умножения, сумматор, блок вычитания, два блока извлечения кчадратного корня, два квадратора, блок возведения в третью степень и два усилителя. 2 ип,Изобретение относится к авиационной технике, а именно к устройствам измерения аэродинамических углов (АУ), и предназначено для измерения угла атаки(скольжения) летательного аппарата (ЛА),Целью изобретения является повышение точности определения углов атаки (скольжения) ЛА.Устройство для определения углов ата ки (скольжения) представлено на фиг. 1-2.На фиг 1,изображена структурная схема и редлагавмого устройства.Устройство для определения АУ ЛА состоит из первого и второго датчиков 1 и 2 АУ, блока 3 вычитания, фильтра 4 нижних частот первого порядка, сумматора 5, индикатора 6, баровысотомера 7, датчика 8 числа Маха и блока 9 определения поправки коэффициентов и постоянной времени фильтра нижних частот.На фиг. 1 изображена функциональная схема блока определения поправки коэффициентов и постоянной времени фильтра нижних частот, которая содержит шесть задатчиков 10 - 15 постоянных параметров, формирователь 16 сигнала плотйости воздуха, формирователь 17 декремента затухания сигнала датчика АУ на нулевои высоте, формирователь 18 сигнала скорости звука, три блока 19-21 деления, три блока 22 - 24 умножения, сумматор 25, блок 26 вычитания, два блока 27 и 28 извлечения квадратного корня, два квадратора 29 и 30, блок 31 возведения в третью ступень, два усилителя 32 и 33 и формирователь 34 сигнала собственной частоты колебания чувствительного элемента, датчика АУ на нулевой высоте.Обоснование заявленного устройства определения углов атаки (скольжения) ЛА состоит ввыводе передаточной функции оптимального низкочастотного фильтра, полностью учитывающего динамические и статические погрешности датчиков на всех режимах полета.Известно, что наилучшее в смысле минимума дисперсии ошибки и несмещенности оценки является оценка, полученная на основе оптимальной фильтрации Калмана, Для линейной стохастической системыт= Гу+Сц+о2= Ну+ ч, (3) где У - вектор состояния системы;ц - вектор управления;в - вектор центрированного гауссовского белого шума с матрицей интенсивностей Яа, определяющей уровень флуктуационных ошибок обьекта;- и р а (й) - рч= и рй - рч 1 о Таким образом, уравнение наблюдениярезультирующего сигнала двух датчиков, вкотором присутствуют только ошибкиФШАУ, и ШИАУ, выглядит в данном случаетак502= Ро,и Й - ,ич. (7) Используя уравнение наблюдения Р);можно получить оптимальную оценку ошибки Йдатчика 2 ШШАУ. Так как ошибка явля ется постоянной, справедливо следующеедифференциальное уравнение:й=О (8)Уравнение (8) является уравнением состояния "объекта" и совместно с уравнением наблюдения (7) позволяет использовать 2 - вектор наблюдений (измерений);ч - вектор ошибок наблюдений с матрицей интенсивностей Ь, которая предполагается неособенной;5 Р, О - известные матрицы соответствующих размерностей; алгоритм оцениванияимеет виду = у+Сц+с(2-Ну)Р Нт;-1 (4)р = рр + рр - РН 5 ч 1 НР + в Ящ (4)где Е - коэффициент усиления оптимальногофильтра;оР - дисперсионная матрица,В динамическом отношении щелевой .измеритель аэродинамических углов ШШАУ(датчик 2) представляет собой апериодическор звено и описывается дифференциальным уравнением вида20 У 1+,и У 1 =Ус (а (1) - й), (5)где т 1 - сигнал с выхода ШШАУ;,ц - собственная частота ШШАУ;а(е) - измеряемый угол атаки;Й - постоянная аддитивная ошибка дат-чика.Математическую модель датчика 1 флюгерного типа (ФШАУ) можно представить.в .виде звена второго порядка30 У+ . У + . У =а+1 2 о 2 огде У 2- сигнал с выхода ФШАУ;Ро - квадрат собственной частотыФШАУ; Р 1 = в; Р 1 = 2в;- коэффициент относительного затухания ФШАУ,Обозначим левую часть уравнения (5)через 21, а левую часть уравнения (6) через22. Домножив 21 на чо, а 22 на р, найдем их40 разность2 = и Е -р 2 = и ра(1) - ирйо 1 2 одля оценки величины Йнепрерывный фильтр Калмана 4).В рассматриваемом случае матрицы при векторах состояния, наблюдения и упРавления имеют следующие значения;Р-О, Н,Р, О-ОВ стационарных системах обычно рассматривают установившийся режим работы. Переходный процесс предлагаемого устройства длится доли секунд и на его работу существенного влияния не оказывает.Из уравнений системы (4) получим формулы для определения Р и М в установившемся режиме, когда Р = О. Третье уравнение дает2 2РН +Б:0Б, уч 10 15 20 25 30 35 40 оТкуда(9) Ь МЕ-Ной)Передаточная функция фильтра 4 имеет видУ йге (Р) щр+1 сН 50 55 О, бц /ига зл(о гБч готЮЙкк +1 где Р со - дисперсионная матрица в устано.вившемся режиме,Подставив выражение. (9) во второеуравнение системы (4), найдем коэффициент усиления фильтраК=,/н "НН: /НнИнтенсивность Яа является постояннй и составляет величину порядка 110 ,Зч есть интенсивность белого шума ч навходе датчика 1 ФИАУ с передаточной фун-,кцией (см. формулу (6ч(Р)г+у р+Р1 оВеличину Бч можно вычислить методоминтегральной квадратичной оценки (4):Яч- рР 2 гъ 11 оа=4 раРоа,. где о 2 а- дисперсия флуктуационной ошибки,фИАУ, зависящая от числа М полета (3).Структуру фильтра 4 определим из уравнения оценки ошибки И Вычитая из показаний ШИАУ ащ оценкуего погрешности Й получим оптимальнуюоценку угла атакила= а -йРаботает предлагаемое устройство следующим образом.Датчики 1, 2 АУ имеют существенно различные статистические характеристики ошибок 1).Текущий АУ одновременно измеряется датчиком 1 и датчиком 2, Сигнал на выходедатчика 2 кроме измеренного значения ащАУ содержит неизвестную аддитивную постоянную ошибку Й. Сигнал на выходе датчика 1 с решетчатым крылом арм кроме информации о значении АУ содержит высокочастотную флуктуационную ошибку ч. Сигналы арм + ч и ащ + Й вычитаютсЯ ДРУГ из друга на блоке вычитания. Полученная разность представляет собой суммарную ошибку датчиков, Эта разность освобождается от флуктуационной составляющей ч с помощью фильтра 4 нижних частот и подается на вход сумматора 5, где компенсируется постоянная часть ошибки, складываясь с сигналом ащ+ 0 . Освобожденный от ошибок обоих датчиков сигнал а подается на индикатор 6, Коэффициент усиления низкочастотного фильтра и его постоянная времени корректируются по сигналу Кк, поступающему с блока 9 определения поправки коэффициентов и постоянной величины фильтра нижних частот, в зависимости от измерения режима полета, т.е, по сигналам, пропорциональным изменению высоты полета Н и числа М, поступающим с баровысотомера 7 и датчика 8 числа Маха.Работа блока 9 осуществляется следующим образом, Сигнал с выхода баровь)со гомера 9 преобразуется в формирователе 16 в сигнал, пропорциональный плотности воздуха на высоте полета Н, в формирователе 18 в сигнал, пропорциональный скорости звука а Н) на высоте Н. Сигнал с выходадатчика 8 числа Маха преобразуется в формирователе 17 в сигнал, пропорциональный ф(М, 0), в формирователе 34 в сигнал, пропорциональный в(М, О). Блоки 13, 24,25,26, 29, 30, 32 формируют сигнал оа(М) = (0,15+ + (0,53 - М) 1,2) . Данный сигнал поступает на блок 24 умножения, На вход блока 23 умножения поступает сигнал, пропорциональнынк (М, Н) щ ЮМ,О) ттр)Н),тр(аукото. рый формируется блоками 10, 16, 17, 19,27. Блоками 15, 18, 20, 22, 34 формируется сигнал, пропорциональный собственной частоте колебания чувствительногозлементадатчика в зависимости от режима полета (М, Н) по алгоритмуи (И, Н) = и И,О) р(НТтрГОТа(Н)а(0) Указанный сигнал через блок 31. возведения в третью ступень поступает на вход бло- . 5 ка 23 умножения. На выходе блока 24 формируется сигнал Я(М, Н) - 4 ф(М, Н) х х йР (М, Н) о 2 а(М) р . Этот сигнал посту- Формула изобретенияУСТРОЙСТВО ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ . УГЛОВ АТАКИ (СКОЛЬЖЕНИЯ) ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащее первый и второй датчики аэродинамического угла, блок вычитания, фильтр нижних частот сумматор и индикатор, причем выход первого датчика аэродинамического угла - соединен с первым входом блока вычитания, выход которого соединен с входом фильтра нижних частот, выход которого соединен с первым входом сумматора, выход которого соединен с входом индикатора, второй вход сумматора соединен с выходом 25 второго датчика аэродинамического угла, оптличающееся тем, что, с целью повышения точности определения углов атаки (скольжения), в него введены датчик числа Маха, баравысотометр, и блок 30 определения поправки коэффициентов и постоянной времени фильтра нижних частот, причем фильтр нижних частот выполнен в виде фильтра нижних частот 1-го порядка, при этом выход баро высотометра соединен с первым входом.блока определения поправки коэффициентов и постоянной времени фильтра нижних частот, выход ,которого соеди 40нен с входом регулировки фильтра нижних частот, второй вход блок определе, ния поправки коэффициентов ипостоянной времени фильтра нижних ,частот с выходом датчика числа маха, а, выход втортого датчика аэродинамического угла. соединен с вторым входом блока вычитания, блок определения по правки коэффициентов и постоянной .: времени фильтра нижних частот содержитшесть задатчиков постоянных параметров, формирователь сигнала плотности воздуха, формирователь сигнала скорости звука, формирователь декремента затухания сигйала датчика аэро динамического угла на нулевой высоте, формирователь сигнала собственной частоты колебания чувствительного элемента датчика аэродинамического . угла на нулевой высоте, три блока деления,пает на вход блока 21 деления, на другой вход которого поступает сигнал, пропорциональный Яо, Сигнал свыхода блока 21, пропущенный герез блок извлечения квадратного корня, пройарционален коэффициентуя = то то,которнй иявяяетоя выходом блока 9.три блока умножения, сумматор блока вычитания. два блока извлечения квадратного корня, два квадратора, блок возведения в третью степень и два блока усиления, причем последовательна соединены формирователь плотности воздуха. первый блок деления, первый блок извлечения квадратного корня, первый блок умножения, первый блок усиления, второй блок умножения второй блок деления и второй блок извлечения квадратного корня, последовательно соединены формирователь сигнала скорости звука, третий блок деления, третий блок умножения и блок возведения в третью степень, последовательно соединены блок вычитания, первый квадратор. второй блок усиления. сумматор, второй квадратор, при этом выход первого задатчика постоянных параметров соединен с вторым входам первого блока деления, выход второго задатчика постоянных параметров соединен с вторым входом второго блока умножения, третий вход которого соединен с выходом второго квадратора, выход третьего задатчика постоянных параметров соединен с вторым входом второго блока деления, выход четвертого задатчика постоянных параметров соединен с вторым входом третьего блока деления, выход пятого задатчика постоянных параметров сое- динен с вторым входом сумматора, выход шестого задатчика постоянных параметров соединен с первым входом блока вычитания, второй вход которого соединен с входами формирователя де- кремента затухания сигнала датчика.аэродинамического угла на нулевой вы-: соте и формирователя сигнала собст- венной чистоты колебания чувствительного элемента датчика аэродинамического угла на нулевой высоте, которые являются вторым входом блока определения поправки коэффициентов и постоянной времени фильтра нижних частот, второй вход которого соединен с входом формирователя сигнала плотности воздуха и формирователя сигнала скорости звука, выход формирователя сигнала собственной частоты колебания чувствительного элемента датчика . аэродинамического угла на нулевой высоте соединен с вторым входом третьего блока умножения, третий вход которого соединен с выходом первого блока извлечения квадратного корня, выход формирователя декремента затухания сигнала датчика аэродинамического угла на нулевой высоте соединен с вторым входом третьего блока умножения, третий вход которого соеди нен. с выходом блока возведения втретью степень, выход второго блока извлечения квадратного корня является выходом блока определения поправки коэффициентов и постоянной времени 10 фильтра нижних частот.