Система автоматического управления стабилизатором самолета

 

(19)SU(11)1029539(13)A1(51)  МПК ⁶    _{B64C13/18, B64C13/16}(12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯк авторскому свидетельствуСтатус: по данным на 27.12.2012 - прекратил действиеПошлина:

(54) СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ СТАБИЛИЗАТОРОМ САМОЛЕТА

Изобретение относится к системам для автоматического управления летательными аппаратами и может быть использовано для автоматического управления стабилизатором самолета. Известна система автоматического управления стабилизатором самолета, содержащая блок концевых выключателей предельно-допустимого положения руля высоты, реле времени, вычислитель и сервопривод. Ее недостаток не обеспечивается достаточная точность управления. Наиболее близкой по технической сущности к предлагаемой является система автоматического управления стабилизатором самолета, содержащая последовательно соединенные датчик перегрузки, интегрирующее устройство, первое пороговое устройство, логическое устройство, вычислитель управляющего сигнала и сервопривод, а также последовательно соединенные блок концевых выключателей и реле времени, выход которого связан с третьим входом вычислителя управляющего сигнала, а выход блока концевых выключателей соединен со вторым входом логического устройства, а также датчик угла тангажа, подключенный ко второму входу интегрирующего устройства. Недостатком данной системы является возможность ложных перестановок стабилизатора, связанных с положением самолета по крену, что снижает безопасность полета. Целью настоящего изобретения является повышение безопасности полета самолета. Поставленная цель достигается тем, что в систему автоматического управления стабилизатором самолета, включающую последовательно соединенные датчик перегрузки, интегрирующее устройство, первое пороговое устройство, логическое устройство, вычислитель управляющего сигнала и сервопривод, а также последовательно соединенные блок концевых выключателей и реле времени, выход которого связан с третьим входом вычислителя управляющего сигнала, а выход блока концевых выключателей соединен со вторым входом логического устройства, а также датчик угла тангажа, подключенный ко второму входу интегрирующего устройства, введены последовательно соединенные датчик крена, усилитель напряжения, второе пороговое устройство, первый преобразователь "Напряжение код", логическая схема И, усилитель мощности, первое и второе коммутирующие устройства, соединенные с выходом усилителя мощности, а также второй преобразователь "Напряжение код", вход которого соединен с блоком концевых выключателей, а выход со вторым входом логической схемы И, причем первое коммутирующее устройство установлено между выходом реле времени и третьим входом вычислителя управляющего сигнала, а второе коммутирующее устройство установлено между блоков концевых выключателей и вторым входом вычислителя управляющего сигнала. Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена блок-схема предлагаемой системы автоматического управления стабилизатором самолета. Предлагаемая система автоматизированного управления стабилизатором содержит: последовательно соединенные датчик 1 продольной перегрузки, интегрирующее устройство 2, первое пороговое устройство 3, логическое устройство 4 формирования дополнительного управляющего сигнала, вычислитель 5 управляющего сигнала и сервопривод 6, последовательно соединенные блок 7 концевых выключателей положения руля высоты и реле 8 времени, выход которого соединен с третьим входом вычислителя 5 управляющего сигнала, а выход блока 7 концевых выключателей соединен с вторым входом логического устройства 4, а также датчик 9 угла тангажа, соединенный со вторым входом интегрирующего устройства 2, последовательно соединенные датчик 10 угла крена, преобразующее устройство 11, усилитель 12 напряжения, второе пороговое устройство 13, первый преобразователь "Напряжение код" 14, логическую схему 15 И, усилитель 16 мощности, а также первое и второе коммутирующие устройства 17 и 18, причем первое коммутирующее устройство 17 установлено между выходом реле 8 времени и третьим входом вычислителя 5 управляющего сигнала, второе коммутирующее устройство 18 установлено между блоком 7 концевых выключателей и вторым входом вычислителя 5 управляющего сигнала, и, кроме того, второй преобразователь 19 "Напряжение код", вход которого соединен с выходом блока 7 концевых выключателей положения руля высоты, а выход со вторым входом логической схемы И 15. Система автоматического управления стабилизатором самолета работает следующим образом. В процессе управления самолетом при положении руля высоты, соответствующем предельно-допустимому значению, происходит замыкание одного из контактов блока 7 концевых выключателей положения руля высоты, сигнал с выхода которого U_бв поступает через второе коммутирующее устройство 18 на третий вход вычислителя 5 управляющего сигнала и на вход реле 8 времени. Сигнал U_бв= 0 при разомкнутом концевом выключателе блока 7 концевых выключателей положения руля высоты, U_бв 1 при замкнутом концевом выключателе блока 7. Через время t_рв реле 8 времени выйдет сигнал U₁, поступающий через первое коммутирующее устройство 17 на второй вход вычислителя 5 управляющего сигнала. Одновременно с датчика 10 угла крена сигнал, пропорциональный углу крена самолета γ, преобразовывается из переменного в постоянный преобразующим устройством 11, усиливается по напряжению усилителем 12 и поступает на второе пороговое устройство 13. Если угол крена самолета достигнет пороговой величины, то с выхода второго порогового устройства 13 через первый преобразователь 14 "Напряжение код" сигнал в виде логической "1" поступает на первый вход логической схемы 15 типа И. На второй вход этой логической схемы 15 поступает в виде логической "1" сигнал из блока 7 концевых выключателей положения руля высоты, пропущенный через второй преобразователь 19 "напряжение код". Преобразователи 14 и 19 "Напряжение код" предназначены для преобразования поступающего на них напряжения в логическую "1". Пороговая величина угла крена выбирается такой, при которой для обеспечения постоянной высоты полета руль высоты необходимо отклонить на величину, соответствующую срабатыванию контактов блока 1 концевых выключателей. С выхода логической схемы 15 И сигнал U _γ через усилитель 16 мощности поступает на управляющие входы первого и второго коммутирующих устройств 17 и 18, которые разрывают цепи прохождения сигналов U₁ и U_бвна второй и третий входы вычислителя 5 управляющих сигналов. Таким образом, когда самолет находится в крене, несмотря на то, что руль высоты отклоняется на карбирование на величину, больше пороговой, для поддержания заданной высоты полета управляющий сигнал на перемещение стабилизатора через время t_рв не формируется, т.е. в системе ликвидируется ложная перестановка стабилизатора, связанная с положением самолета по крену. При интенсивных разгонах и торможениях сигнал с датчика 1 продольной перегрузки n_х поступает на вход интегрирующего устройства 4. На второй вход интегрирующего устройства 2 поступает сигнал с датчика 9 угла тангажа ν для компенсации статической ошибки датчика 1 продольной перегрузки, которая зависит от угла тангажа. Сформированный в интегрирующем устройстве 2 сигнал U₂= поступает на вход первого порогового устройства 3, и при превышении сигналом U₂ пороговой величины U_2пор с выхода устройства 3 сигнал U_порпоступает на первый вход логического устройства 4 формирования дополнительного управляющего сигнала, причем U_пор На второй вход логического устройства 4 формирования дополнительного управляющего сигнала поступает сигнал U_бв с выхода блока 7 концевых выключателей положения руля высоты, и это устройство 4 формирует сигнал U_n, равный: U_n а также дополнительный управляющий сигнал U₃, равный U₃= U_бв∧U_пор∧U_n который поступает на первый вход вычислителя 5 управляющего сигнала. Вычислитель 5 управляющего сигнала формирует команду U_упр на сервопривод 6 для перемещения стабилизатора в сторону в соответствии с направлением руля высоты и знака продольной перегрузки с целью возвращения руля высоты в положение, соответствующее разомкнутым контактам блока 7 концевых выключателей:
U_упр= [(U)∨U₃]signU
[(U)∨(U_бв∧U_пор∧U_n)]signU
= U_упр где - скорость перемещения стабилизатора сервоприводом;
заданное значение скорости. Таким образом, применение предлагаемой системы автоматического управления стабилизатором позволяет устранить возможность ложных перестановок стабилизатора, связанных с положением самолета по крену, и тем самым значительно повысить безопасность полета. Применение предлагаемой системы позволяет полностью автоматизировать режим предпосадочного маневра и ухода на второй круг и в связи с этим дает возможность обеспечить безопасность автоматического захода на посадку в погодных условиях II и III категорий ИКАО.

Формула изобретения

СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ СТАБИЛИЗАТОРОМ САМОЛЕТА, включающая последовательно соединенные датчик перегрузки, интегрирующее устройство, первое пороговое устройство, логическое устройство, вычислитель управляющего сигнала и сервопривод, а также последовательно соединенные блок концевых выключателей и реле времени, выход которого связан с третьим входом вычислителя управляющего сигнала, а выход блока концевых выключателей соединен с вторым входом логического устройства, а также датчик угла тангажа, подключенный ко второму входу интегрирующего устройства, отличающаяся тем, что, с целью повышения безопасности полета, в систему введены последовательно соединенные датчик крена, усилитель напряжения, второе пороговое устройство, первый преобразователь напряжение код, логическая схема, усилитель мощности, первое и второе коммутирующие устройства, соединенные с выходом усилителя мощности, а также второй преобразователь напряжение код вход которого соединен с блоком концевых выключателей, а выход с вторым входом логической схемы И, причем первое коммутирующее устройство установлено между выходом реле времени и третьим входом вычислителя управляющего сигнала, а второе коммутирующее устройство установлено между блоком концевых выключателей и вторым входом вычислителя управляющего сигнала.

РИСУНКИ

Рисунок 1