Способ управления продольным движением самолета схемы "утка" с крылом обратной стреловидности и устройство для осуществления способа

 

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для управления продольным движением самолета схемы "утка" с крылом обратной стреловидности в широком диапазоне углов атаки. Цель - повышение устойчивости и управляемости самолета с продольной статической неустойчивостью на углах атаки α < αcy_макс и повышение продольной устойчивости на α > αcy_макс, а также увеличение эффективности продольного управления во всем диапазоне углом атаки. В способе управления продольным движением самолета схемы "утка" с крылом обратной стреловидности, основанном на совместном отклонении органов управления - переднего горизонтального оперения, элевонов и хвостовых щитков на углах атаки вплоть до соответствующего максимальной подъемной силе αcy_макс- отклоняют элевоны вниз в функции угла атаки, которую выбирают из условия увеличения аэродинамического качества самолета, хвостовые щитки отклоняют на угол, определяемый условием продольной балансировки самолета при указанном положении элевонов, на углах атаки α > αcy_макс отклоняют для балансировки самолета хвостовые щитки, а при выходе их на ограничение в ту же сторону отклоняют элевоны, при этом на всех углах атаки стабилизацию самолета осуществляют, отклоняя хвостовые щитки и переднее горизонтальное оперение относительно их балансировочных положений. Устройство для осуществления данного способа содержит вычислитель, датчики угла атаки, угловой скорости тангажа, нормальной перегрузки и положения ручки управления, первый, второй и третий сумматоры, первое и второе апериодические звенья, сервоприводы переднего горизонтального оперения, хвостовых щитков и элевонов, первый и второй масштабные блоки, третий масштабный блок с регулируемым коэффициентом передачи и первый, второй и третий нелинейные функциональные преобразователи. 2 н. з. п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для управления продольным движением самолета схемы "утка" с крылом обратной стреловидности в широком диапазоне углов атаки. Целью настоящего изобретения является повышение устойчивости и управляемости самолета с продольной статической неустойчивостью на углах атаки α > α су_макс и повышение продольной устойчивости на α > α су_макс, а также увеличение эффективности продольного управления во всем диапазоне углов атаки. На фиг. 1 приведена структурная схема устройства для осуществления способа управления, там же показаны зависимости нелинейных блоков функционального преобразования, используемых в устройстве; на фиг. 2 балансировочные углы отклонения органов управления; на фиг. 3 запас пикирующего момента. Устройство для осуществления способа содержит вычислитель системы стабилизации 1, на входы которого подключены датчики угла атаки 2, угловой скорости тангажа 3, нормальной перегрузки 4 и положения ручки управления 5. Выход вычислителя подключен через первый вход первого сумматора 6 к сервоприводу переднего горизонтального оперения 7. Выход вычислителя 1 подсоединен также через второй апериодический фильтр 8 к третьему масштабному блоку 9 с регулируемым по числу Маха коэффициентом передачи. Выход третьего масштабного блока 9 соединен с вторым (инвертирующим) входом первого сумматора 6 и через первый масштабный блок 16 с первым входом третьего сумматора 11. На второй вход третьего сумматора 11 подсоединен выход второго нелинейного блока функционального преобразования 12, на входы которого в свою очередь подсоединены выходы первого сумматора 6 и датчика угла атаки 2. Выход третьего сумматора 11 подключен к сервоприводу хвостовых щитков 13. Выход датчика угла атаки 2 через первый апериодический фильтр 14 подключен к входу первого нелинейного блока функционального преобразования 15, а выход этого блока к первому входу второго сумматора 16, выход которого в свою очередь подключен к сервоприводу элевонов 17. Выход первого нелинейного блока функционального преобразования 15 через второй масштабный блок 18 подключен к третьему входу третьего сумматора. Третий нелинейный блок типа "зона нечувствительности" 19 соединяет выход третьего сумматора 11 с вторым входом второго сумматора 16. Способ управления осуществляют следующим образом. Сигнал управления на выходе вычислителя системы стабилизации 1, полученный на основе сигналов датчиков угла атаки 2, угловой скорости тангажа 3, нормальной перегрузки 4 и положения ручки управления 5 поступает на сервопривод переднего горизонтального оперения 7 через первый сумматор 6 и одновременно на вход второго апериодического фильтра 8. При дозвуковых скоростях полета с числами Маха М ≅ 0,7-0,8 сигнал с выхода второго апериодического фильтра 8 проходит через третий масштабный блок 9 с единичным коэффициентом усиления и вычитается на первом сумматоре 6 из сигнала вычислителя 1. В результате балансировочный сигнал на сервоприводе оперения 7 обнуляется с темпом, определяемым постоянной времени Т_о второго апериодического фильтра 8. Результаты моделирования показали, что рационально выбрать Т_о ≈ 0,5 с. Сигнал балансировочного отклонения, нарастающий с темпом постоянной времени Т_о с выхода третьего масштабного блока 9 через первый масштабный блок 10, поступает на сервопривод хвостовых щитков 13. Коэффициент передачи первого масштабного блока 10 выбирается из условия того, чтобы переднее оперение и хвостовые щитки работали как единый орган управления с эффективностью mи определяется отношением их эффективностей К₁ m / m При углах атаки α > 15^о переднее горизонтальное оперение теряет эффективность при отклонениях вверх (на калибрование). Поэтому для сохранения прежнего уровня управляемости сигнал управления посредством второго нелинейного блока функционального преобразования 12, соединенного с третьим сумматором 11, подается на сервопривод хвостовых щитков 13, отклоняя их вверх, что вызывает появление момента на кабрирование. Работа второго нелинейного блока 12 задается соотношением, определяющим его выход δ через сигналы отклонения оперения δ_п.г.о и угол атаки α δ(α, δ_п.г.о) (δ_п.г.о+)·F(α, δ_п.г.о) где F/( α δ_п.г.о ) определяется из условия обеспечения постоянной по углу атаки к эффективности продольного управления при δ_п.г.о > а F(α, δ_п.г.о) Сигнал угла атаки от датчика угла атаки 2 поступает через первый апериодический фильтр 14 на первый нелинейный блок функционального преобразования 15, где в зависимости от числа Маха определяется необходимое из условия максимизации подъемной силы и аэродинамического качества отклонения элевонов, которое далее поступает через второй сумматор 16 на сервопривод элевонов 17. Одновременно этот сигнал через второй масштабный блок 18 поступает на третий вход третьего сумматора 13, где складывается с сигналами отклонения хвостовых щитков, пришедшими от второго нелинейного блока 12 и первого масштабного блока 10. Величина коэффициента передачи К₂ второго масштабного блока 18 определяется из условия компенсации моментов тангажа от элевонов К₂ -m / m. Фильтрация сигнала угла атаки через первый апериодический фильтр 14 с достаточно большой постоянной времени Т₁ ≈0,5-1 с и компенсации моментов тангажа от элевонов с помощью второго масштабного блока 18 обеспечивают практическое отсутствие взаимодействия между контуром управления элевонами, обеспечивающими адаптацию, и контуром стабилизации самолета. В случае, если полного отклонения хвостовых щитков на углы ± окажется недостаточно для управления самолетом, часть сигнала с третьего сумматора 11, превышающая уровень , начинает поступать через третий нелинейный блок типа зона нечувствительности 19 на второй вход второго сумматора 16, где, складываясь с сигналом программного отклонения элевонов, отклонит их в ту же сторону, что и щитки, добавляя к управляющему моменту тангажа от хвостовых щитков момент тангажа от элевонов. При изменении числа Маха от М 0,8 до М 1,0 передаточный коэффициент третьего масштабного блока 9 линейно уменьшается до нуля, в результате чего на входе сервопривода переднего оперения 7 увеличивается доля постоянной составляющей сигнала отклонения органа-сигнала балансировки, а на сервоприводе хвостовых щитков 13 этот сигнал в такой же пропорции уменьшается, в результате чего при М ≥ 1 управления самолетом осуществляется только передним горизонтальным оперением.

Формула изобретения

1. Способ управления продольным движением самолета схемы "утка" с крылом обратной стреловидности и органами управления в виде переднего горизонтального оперения, элевонов и хвостовых щитков, при котором элевоны на углах атаки α вплоть до углов, соответствующих максимальной подъемной силе aСУ_макс, отклоняют вниз в функции угла атаки из условия увеличения аэродинамического качества, отличающийся тем, что, с целью повышения устойчивости и управляемости самолета с продольной статической неустойчивостью на углах атаки α < αСУ_макс и повышения продольной устойчивости на α > αСУ_макс, хвостовые щитки отклоняют на угол, определяемый условием продольной балансировки самолета при указанном выше изложении элевонов, а на углах атаки α > αСУ_макс при выходе хвостовых щитков на ограничение отклоняют в ту же сторону элевоны в балансировочное положение, при этом на всех углах атаки стабилизацию самолета осуществляют, отклоняя хвостовые щитки и переднее горизонтальное оперение относительно их балансировочного положения. 2. Устройство для управления продольным движением самолета схемы "утка" с крылом обратной стреловидности, содержащее датчики угла атаки, угловой скорости тангажа, нормальной перегрузки и положения ручки управления, выходы которых подключены к входам вычислителя управляющего сигнала, последовательно соединенные первый сумматор, первый вход которого связан с выходом вычислителя, и сервопривод переднего горизонтального оперения, сервопривод хвостовых щитков, последовательно соединенные первое апериодическое звено, первый нелинейный функциональный преобразователь, второй сумматор и сервопривод элевонов, третий сумматор, первый и второй масштабные блоки, вход первого апериодического звена соединен с датчиком угла атаки, датчик числа М, подключенный к управляющему входу первого нелинейного функционального преобразователя, отличающееся тем, что, с целью увеличения эффективности продольного управления во всем диапазоне углов атаки, оно снабжено последовательно соединенными вторым апериодическим звеном и третьим масштабным блоком с регулируемым коэффициентом передачи, вторым нелинейным функциональным преобразователем, третьим нелинейным функциональным преобразователем, причем вход второго апериодического звена подключен к выходу вычислителя управляющего сигнала, выход третьего масштабного блока соединен с вторым, инвертирующим входом первого сумматора и через первый масштабный блок - с первым входом третьего сумматора, выход которого соединен с входом сервопривода хвостовых щитков и через третий нелинейный функциональный преобразователь - с вторым входом второго сумматора, первый вход второго нелинейного функционального преобразователя соединен с выходом первого сумматора, второй вход - с датчиком угла атаки, а выход - с вторым входом третьего сумматора, третий вход которого через второй масштабный блок соединен с выходом первого нелинейного функционального преобразователя, причем управляющий вход третьего масштабного блока с регулируемым коэффициентом передачи соединен с датчиком числа М.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3