Устройство для управления скоростью полета летательного аппарата

БРЕТЕНИ СОЮЗ СОВЕТСКИХСОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ РЕСПУБЛИКГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОЕВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР)и) ОПИСАНИЕк авторекому св(5 В) Бюшгенс Г.С, Студнев Р.В. Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения. Машиностроение, 1979.Белгородский ЕЛ. Автоматизация управлени посадкой самолета. М:. Транспорт, 1972, с 204-216.(54) УСТРОЙСТВО ДДЯ УПРАВЛЕНИЯ СКОРОСТЬЮ ПОЛЕТА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА и 9) Я) (и) 1829279 )з) А 1(57) Изобретение относится к авиастроени частности к системам автоматического упр ния л.а, Цель изобретения - повышение чества переходных процессов регулиро скорости полета самолета посредством упр ния тягой двигателю Для этого в устро введены: второй сумматор, последовательно диненные третий сумматор и четвертый усил тель, первый блок умножения, пятый усилит четвертый сумматор, а также датчик угла и блок вычисления аэродинамического сопро пения самолета. 1 м ф-пы, 5 ил. ю, в авпе- кавания авлеЙство сое- иепь и атаки тивИзобретение относится к авиастроению, в частности к системам автоматического управления летательных аппаратов (ЛА).Целью изобретения является повышение качества переходных процессов регулирования скорости полета самолета посредством управления тягой двигателя,Указанная цель достигается тем, что в известное устройство для управления скоростью полета ЛА введен второй сумматор, первый вход которого соединен с выходом второго усилителя, а вход - с входом фильтра низких частот, последовательно соединенные третий сумматор и генератор и четвертый усилитель, выход которого соединен с вторым входом второго сумматора, первый и вгорой вход третьего сумматора соединены соответственно с выходами датчиков продольной перегрузки и угла тангажа, первый блок умножения, пятый усилитель и четвертый сумматор, вход которого связан с выходом фильтра низких частот, последовательно соединенные датчик угла атаки, выход которого связан со вторым входом первого блока умножения и блок вычисления аэродинамического сопротивления самолета, выход которого связан с третьим входом пятого сумматора, датчики скоростного напора и положения стабилизатора, выход которых связан со вторым, третьим и четвертым входами блока вычисления аэродинамического сопротивления самолета, первый и второй блоки формирования передаточных коэффициентов, датчики температуры и давления зато.рможенного потока воздуха, установленные на входе в двигатель, выходы которых соединены соответственно с первым и вторым входами первого и второго блоков формирования передаточных чисел, последовательно соединенный пятый сумматор и второй блок умножения, второй вход которого связан с выходом второго блока формирования передаточных коэффициентов, а выход - со входом сервопривода органов управления, первый, второй и третий масштабирующие блоки, входы которых связаны соответСтвенно с выходом фильтра низких частот, квадратора и четвертого сумматора, а выходы - соответственно с первым, вторым и третьим входами сумматора, четвертый и пятый входы которого связаны соответственно с выходами интегратора и первого блока формирования передаточных коэффициентов.На фиг. 1 представлена функциональная схема прототипа системы управления скоростью полета ЛА, На фиг. 2 представлена функциональная схема предлагаемого устройства управления скоростью полета ЛА. На фиг. 3 представлена функциональная схема блока вычисления аэродинамического сопротивления, нэ фиг. 4, 5 - схемы первого и второго формирователей 5 передаточных чисел сигнала заданного положения РУД.Устройство управления скоростью ЛА(фиг, 2) состоит из датчика воздушной скорости 1, формирователя заданной скорости 10 2, датчика продольной перегрузки 3, датчика угла тангажа 4, датчика нормальной перегрузки 15, датчика угла атаки 16, датчика скоростного напора 17, датчика числа М 18, датчика положения стабилизатора 19, дат чика температуры Т 20, датчика давленияРв 21, первого сумматора 5, первый вход которого - инверсный и соединен с датчиком воздушной скорости 1, а второй - с формирователем заданной скорости 2, чет вертого сумматора 22, первый вход которого является инверсным и соединен с датчиком продольной перегрузки 3, а второй - с датчиком угла тангажа 4, первого умножителя 23, на входы 1, 2 которого по ступают сигналы сдатчиков нормальной перегрузки 15 и угла атаки 16, блока вычисления аэродинамического сопротивления 26, функциональная схема которого раскрыта на фиг. 3, принимающего сигналы 30 на входы 1, 2; 3, 4 соответственно с датчиковугла атаки 16, скоростного напора 17 числа М 18, положения стабилизатора 19, первого 6 и второго 7 усилителей, связанных своими входами с выходом первого сумматора 5, 35 третьего 8, четвертого 24 и пятого 25 усилителей, на входы которых соответственно подаются сигналы с датчика продольной перегрузки 3, четвертого сумматора 22, первого умножителя 23, интегратора 10, 40 связанного с выходом первого усилителя 6,второго и пятого сумматора 27 и 28, входы которых соответственно 1, 2 и 1, 2, 3 подключены к выходам второго усилителя 7, четвертого усилителя 24, пятого усилителя 25, 45 третьего усилителя 8 и блока вычисленияаэродинамического сопротивления 26, фильтра низких частот 12, соединенных своим входом с выходом второго сумматора 27, квадратора 29, принимающего сигнал с вы хода фильтра низких частот, трех блоковмасштабирования 30, 31, 32, соединенных соответственно с выходами фильтра низких частот 12, квадратора 29, пятого сумматора 28, первого и второго формирователей пере даточных чисел 33, 34, соединенных своимивходами с датчиками Тв 20 и Ре 21, причем эти формирователи имеют самостоятельные схемы, представленные на фиг. 4, 5 соответственно, третьего сумматора 35, соединенного входом 1 с выходом интегратора 10, 1829279входами 2, 3, 4 с выходами первого 30, второго 31 и третьего 32 блоков масштабирования, входом 5 с выходом первого блока формирователя передаточных чисел 33, второго умножителя 36, на входы 1, 2 принимающего сигналы с третьего сумматора 35 и второго блока формирователя передаточных чисел 34, а выход подключен к сервоприводу 14,Блок вычисления аэродинамического сопротивления 26 (фиг. 3) включает в себя: квадраторы 37, 49, задатчики составляющих коэффициента подъемной силы самолета 38, 43, сумматоры 44, 45, 48, 53, умножители 46, 49, 54, датчики коэффициентов лобового сопротивления 51,52, масштабирующие блоки 30, 40, 41, 42, 50,В блоке вычисления аэродинамического сопротивления первый квадратор 37 принимает сигнал с датчика числа М, а выходом соединен со входом второго 40 и третьего 41 масштабирующих блоков, входы первого и четвертого 42 масштабирующих блоков подключены к датчику числа М, первый и второй сумматоры 44, 45 своими входами 1, 2, 3 и 1, 2, 3 соответственно соединены с выходами первого задатчиков 38, первого 39, второго 40 масштабирующих блоков и третьего 41, четвертого 42 масштабирующих блоков, второго задатчика 43, первый умнажитель 46 входами 1, 2 подключен соответственно к датчику угла атаки 16 и первому сумматору 44, второй умножитель 47 на выходы 1, 2 принимают сигналы соответственно со второго сумматора 45 и датчика положения стабилизатора 19, третий сумматор 48 соединен с умножителями 46, 47, выход которого подключен ко второму квадратору 49, четвертый сумматор 53 на вход 1 принимает сигнал с квадратора 49, предварительно отмасштабированный в пятом блоке 50, а на вход 2 - сигнал с третьего задатчика 51, третий умножитель 54 принимает сигналы с четвертого сумматора 53, четвертого задатчика 52, датчика скорости напора 17, выход третьего умножителя является выходом блока.Первый формирователь передаточных чисел сигнала заданного положения РУД 33 (фиг. 4) включает в себя три задатчика коэффициентов полиномов, аппроксимирующих зависимость сигнала от Т 8 55, 57, 59, три масштабирующих блока 56, 58. 60, соединенных своими входами с датчиком Тв 20, первый, второй и третий сумматоры 61, 62, 63 своими входами 1, 2 соединены соответственно с выходами первых задатчиков 55 и масштабирующего блока 56, вторых задатчиков 57 и масштабирующего блока 58, третьих эадатчиков 59 и масштабирующего510 циентов полиномов, аппроксимирующих зависимость сигнала от Тв 68, 70, 72, трех масштабирующих блоков 69,71, 73, масштабирующих сигналы с датчика Тв, первого 74, 20 второго 75, третьего 76 сумматоров, своими 30 50 В=К (К шс+К пу )+Х Э пх й35 40 45 блока 60, квадратор 64, принимающий сигнал с датчика давления Р, 21, первый умно- житель 65, входами 1, 2 подключенный соответственно ко второму сумматору 62 и датчику Рв 21, второй умножитель 66, входы которого 1, 2 соединены с третьим сумматором 63 и выходом квадратора 64, четвертый сумматор 67, выход которого является выходом блока, а входы 1, 2, 3 соединены соответственно с выходами первого сумматора 61, при первом умножителе 65 и второго умножителя 66,Второй формирователь передаточных чисел сигнала заданного положения РУД 34 (фиг.5) состоит из трех задатчиков коэффивходами 1, 2 с соответствующими задатчиками и масштабирующими блоками 68, 69, 71, 71 и 72, 73, квадратора 77, связанного с датчиком давления Рв 21, первого умножителя 78,на входы 1, 2 принимающего сигналы соответственно с второго сумматора 75 и датчика Рв 21, второго умножителя 79, своими входами 1, 2 подключенного к третьему сумматору 76 и квадратору 77, четвертого сумматора 80, входы которо о 1, 2, 3 соединены соответственно с первым сумматором 74, первым 78 и четвертым 79 умно- жителем, а выход является выходом блока.Структура вновь введенных блоков аналогична блокам прототипа, выполненных в виде операционных усилителей.Устройство работает следующим образом. Датчики информации принимают сигналы воздушной скорости Ч угла тангажа 0 нормальной пу и продольной пх перегрузок, угла атаки а, скоростью напора ц числа М, положения стабилизатора рот, температуры и давления заторможенного потока воздуха на входе в двигатель Тв, Ре и после предварительной обработки (усиление, фильтрация, кодирование) с помощью этих сигналов реализуется следующий алгоритм: Л й = К Ь Ч + Квх (Ч - пх) 0 =В+К ЬВ+К ЬВ +КчХЬчЖуд 1 гоДауд К 5 (К 4+ Зюд(15) (16) где ЛЧ =- Чз- Ч - рассогласованиезаданнойи текущей скоростей полета, друд - сигналзаданного положения РУД;К 1, Кг, Кз, Ка Ках. Кх - постоянныекоэффициенты;Х - аэродинамическое сопротивлениесамолета;Х = Х(г 1, аМ, р.,)Коэффициенты К и К являются функциями Т, Р и имеют следующие аналитическиеописания:" + фгК 4 = аб+ а 1 Р, - аг Р (6)К 5=Ьб + Ь 1 Р +Ь 2 РЬ Р)ГДЕ аб = до + а 1 Тб (8)а 1, = а 2+ азТь (9)аг = а 4 + а 5 Ть (10)Ьо = Ьо + Ь 1 ТЬ (11)Ь 1 =Ьг+ЬзТь, (12)Ь 2 = Ь 4 + Ь 5 ТЬ (13)Аэродинамическое сопротивление реализуется по известному выражению:Х=Схц Кх, (14)где К," = Я - площадь крыла,Сх = Схо+ АС у2аСу=су а +СагСу = Кхо+ Кх 1 М + Кх 2 М (17)Су = Кхз + Кх 4 М + Кх 5 М2(18)Алгоритм устройства управления скоростью полета (2)-(18) имеет структуру, в основе которой лежит использованиематематической модели "самолет-СУ",Первый сумматор 5, на вход которогоподаются сигналы Ч и Чз формирует сигналМ. Четвертый сумматор 22 принимает сигналы тангажа Ч и продольной перегрузки пхи формирует сигнал (Ч - пх), На входы 1, 2первого умножителя подаются сигналы нормальной перегрузки пу и угла атаки а. Сигналы Ч, пх, (Ч - пх) и произведение пу аформируемое в первом умножителе 23, поступают на входы пяти усилителей б, 7, 8,24,25, Выходы второго и четвертого усилителей7, 24 соединены с вторым сумматором 27, вкотором реализуется сигнал (3), Выход первого усилителя б подключен к интегратору10, в котором осуществляется интегрирование вида Кч 1 Л Чбт. На входы 1, 2, 3, 4блока вычисления аэродинамического сопротивления самолета 26 с датчиков информации подаются сигналы а, ц, М,р где(см, фиг,З)сигнал,пропорциональной числуМ, подается на первый интегратор 37 и входы первого 39 и четвертого масштабирующих блоков. Сигнал с выхода квадратора 37,равный М, подается на входы второго 40 и2третьего 41 масштабирующих блоков, Первый и второй сумматоры 44, 45, своими входами подключенные соответственно к задатчику 38, масштабирующим блоком 39, 40и задатчику 43, масштабирующим блокам541, 42 реализуют коэффициенты Су (17) иРСу (18). Умножение этих коэффициентовсоответственно на а и уст осуществляется10 с помощью первого 46 и второго 47 умножителей, выходы которых подключены к третьему сумматору 48, где осуществляетсяреализация Су(16). Возведение в квадрат С,осуществляется на втором квадраторе 49,15 сигнал которого проходит через пятый масштабирующий блок 50 и поступает на четвертый сумматор 53,где реализуетсявыражение для Сх (15).Реализация аэродинамического сопро 20 тивления Х осуществляется на третьем умножителе 54, на входы которого 1, 2, 3подаются сигналы Сх, Кц, Выход блокавычисления аэродинамического сопротивления самолета подключен к третьему входупятогосумматора 28, входы 28-1, 28-2 принимают сигналы Кпу а и Кохпх соответственно с выходов усилителей 25 и 8. Врезультате чего на выходе пятого сумматора28 будет сигнал, пропорциональный й (2),Выходной сигнал второго сумматора 27Лй проходит через фильтр низких частот,где реализуется передаточная функция1/(ТФР+1), поступает на первый масштабирующий блок 30 и квадратор 29, с выходакоторого сигнал ЬЯ поступает на второймасштабирующий блок 31. где реализуютсясигналы К 1 М и Кг ЛВ . На выходе третьегомасштабирующего блока формируется сигнал й, Первый и второй блоки формирования передаточных чисел 33,.34 принимаютсигналы с датчиков Тв и Те и реализуют переменные коэффициенты К 4, К 5, Сигналы К 1ЬЯ 1 К 2. Ьй- В, К 4, К 1/ Ь Чот складываются в45 третьем сумматоре 35, образуя сигнал (К 4++Оруд), который поступает на вход второгоумножителя 36, где умножается на коэффициент К 5, Выходной сигнал второго умножителя падается на сер вопри вод,50 отклоняющий пропорционально этому сигналу РУД,Коэффициент К 4 реализован следующим образом (фиг. 4). Сигнал с датчика Твпоступает на входы первого 56, второго 58и третьего 60 масштабирующих блоков, гдереализуются сигналы а, Ть, азТь, а 5 Ть назадатчиках 55, 57, 59 формируются соответСтВЕННО КОЭффИЦИЕНтЫ ао, а 2, а 4. ЭтИ СИГНалы поступают на соответствующиесумматоры: первый 61, второй 62, третий 63,1829279 10 в которых формируются коэффициенты ао, а 1, а 2 в соответствии с формулами (8), (9), (10), В квадраторе 54 реализуется сигнал Р, который поступает на второй умножитель 66. В первом 65 и втором 66 умножителях 5 реализуются соответственно сигналы а 1,Ф 2Рь, а 2 Рь, которые совместно с сигналом ао (выход 61 сумматора) поступают на чет 10 ха, установленные на входе в двигатель, выходы которых соединены соответственно с первыми и вторыми входами первого и второго блоков формирования передаточных чисел, после довательно соединенные пятый сумматор и второй блок умножения, второй вход которого связан с входом второго блока формирования передаточных коэффициентов, а выход - с входами сер вопривода органов управления, первый,второй и третий масштабирующие блоки, входы которых связаны соответственно с выходом фильтра низких частот, квадратора и четвертого сумматора, а выходы - соответственно с первым, вторым и третьим входами пятого сумматора, четвертый и пятый входы которого связаны соответственно с выходами интегратора, и первого блока формирования передаточных коэффициентов.2, Устройство по п.1, отличающеесятем, что блок вычисления аэродинамиЗ 5 ческого сопротивления самолета выполнен в виде первого квадратора, первого, второго, третьего и четвертого задатчиков постоянного сигнала, последовательно соединенных первого масш табирующего блока, первого сумматора,первого блока умножения, второго сумматора, второго квадратора, второго масштабирующего блока, третьего сумматора, второй вход которого связан с 45 выходом второго задатчика постоянногосигнала второго блока умножения, второй вход которого связан с выходом третьего эадатчика постоянного сигнала, последовательно соединенных третьего 50 масштабирующего блока, выход которого связан с входом первого квадратора, четвертого сумматора, второй вход которого связан с выходом первого задатчика постоянного сигнала и третьего блока умножения, выход которого связан с вторым входом второго сумматора, четвертого масштабирующего блока, вход которого связан с выходом первого квадратора, а выход - с вторым входом первого сумматора, третий вход коФормула изобретения 1, УСТРОЙСТВО ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ СКОРОСТЬЮ ПОЛЕТА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащее датчик воздушной скорости, эадатчик скорости полета, датчик продольной перегрузки, датчик угла тангажа, первый сумматор, первый и второй входы которого соединены с выходами датчика воздушной скорости и формирователя заданной скорости полета, первый и второй усилители, входы которых связаны с выходами первого сумматора, третий усилитель, вход которого связан с выходом датчика продольной перегрузки, интегратор, вход которого связан с выходом первого усилителя, фильтр низких частот и сервопривод органов управления, отличающееся тем, что, с целью повышения качества переходных процессов регулирования скорости полета, в него введены второй сумматор, первый вход которого соединен с выходом второго усилителя, а вход - с входом фильтра низких частот, последовательно соединенные третий сумматор и четвертый усилитель, выход которого соединен с вторым входом второго сумматора, первый и второй входы третьего сумматора соединены соответственно с выходами датчиков продольной перегрузки и углом тангажа. первый блок умножения, пятый усилитель и четвертый сумматор, второй вход которого связан с выходом фильтра низких частот, последовательно соединенные датчик угла атаки, выход которого связан с вторым входом первого блока умножения, и блок вычисления аэродинамического сопротивления самолета, выход которого связан с третьим входом пятого сумматора, датчики скоростного напора и положения стабилизатора, выходы которых связаны с вторым, третьим и четвертым входами блока вычисления аэродинамического сопротивления самолета, первый и второй блоки формирования передаточных коэффициентов, датчики температуры и давления заторможенного потока воздувертый сумматор 67, где формируется значение К 4 (6). Второй блок формирования передаточных чисел 34 (фиг. 5) построен по схеме, аналогичной первому блоку формирования передаточных чисел и реализует коэффициент К 5(7).,Луксор каз 6 Тираж Подпис НПО "Поиск" Роспатента 13035, Москва, Ж, Раушская наб., 4/5оизводственно-издательский комбинат "Патент", г, Ужгород, ул. Гагарина,торого связан с выходом четвертого задатчика постоянного сигнала, пятого масштабирующего блока, выход которого связан с третьим входом четвертого сумматора, причем первым, вторым и третьим и четвертым входами блока вычисления аэродинамического сопротивления самолета являются соответственно второй вход первого блока умножения, третий вход второго блока умножения, обьединенные входы первого и четвертого масштабирующих блоков и первого квадратора, и второй вход второго блока умножения, а выходом - выход второго блока умножения.