Вычислитель угла атаки

 

Изобретение относится к автоматическому управлению и может быть использовано в системе автоматического управления движущимся объектом, например летательным аппаратом, а также в системах предупреждения критических режимов полета. Цель изобретения - расширение функциональных возможностей за счет определения истинных углов атаки при осуществлении пространственных маневров объекта. Для достижения поставленной цели в вычислитель введены задатчик момента инерции объекта относительно продольной оси, задатчик момента инерции объекта относительно нормальной оси, датчик угловой скорости относительно продольной оси, датчик угловой скорости относительно нормальной оси, два функциональных преобразователя. 2 ил.

Изобретение относится к автоматическому управлению и может быть использовано в системе автоматического управления движущимся объектом, например, летательным аппаратом, а также в системах предупреждения критических режимов полета.

Известен вычислитель угла атаки, патент США N 3654443, кл. 235 150.2, опубл. 1972 (Аналог), состоящий из вычислителя воздушных параметров, трех акселерометров, вычислителя угла скольжения, делителя, восьми множителей, двух синусно-косинусных преобразователей, трех сумматоров, двух масштабных множителей и дифференцирующего элемента, причем выходы первого, второго и третьего акселерометров подключены, соответственно, к первым входам первого, второго и третьего множителей, выход вычислителя угла скольжения соединен с входом первого синусно-косинусного преобразователя, первый выход которого подключен к вторым входам второго и третьего множителей, а второй выход синусно-косинусного преобразователя соединен с вторым входом первого множителя, выход которого подключен к первому входу первого сумматора, выход последнего соединен с первым входом второго сумматора, выход которого подключен к первому входу четвертого множителя, выход последнего соединен с входом первого масштабного множителя, выход которого является выходом устройства и подключен к входу второго синусно-косинусного преобразователя, первый выход последнего соединен с первыми входами пятого и шестого множителей, а второй выход второго синусно-косинусного преобразователя подключен к первым входам седьмого и восьмого множителей, выход второго множителя соединен с вторыми входами пятого и седьмого множителей, выход третьего множителя подключен к вторым входам шестого и восьмого множителей, выходы пятого и восьмого множителей соединены, соответственно, с вторым и третьим входами первого сумматора, а выходы шестого и седьмого множителей подключены, соответственно, к первому и второму входам третьего сумматора, выход которого соединен с вторым входом четвертого множителя, первый выход вычислителя воздушных параметров подключен к первому входу делителя и входу дифференцирующего элемента, выход которого соединен с третьим входом второго сумматора, второй выход вычислителя воздушных параметров подключен к второму входу делителя, выход которого через второй масштабный множитель соединен с четвертым входом второго сумматора.

Отличительной особенностью известного вычислителя является предварительное вычисление текущей массы самолета с использованием зависимости вида: где C^α_у и C^ϕ_у производные коэффициента подъемной силы по углу атаки и отклонению руля высоты; a_y нормальное ускорение самолета; α_i угол атаки, измеренный инерциальным способом; q скоростной напор; S площадь крыла; ϕ угол отклонения руля высоты.

Недостатком известной схемы вычисления является зависимость точности вычисления массы от точности определения C^a_у и C^v_у.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому является вычислитель угла атаки по авт. свид. N 1072069, М. кл.³ G 06 G 7/78 (приоритет от 24.05.82), выбранный в качестве прототипа, содержащий задатчик момента инерции объекта относительно поперечной оси, датчик углового ускорения, датчик угловой скорости относительно поперечной оси, датчик отклонения руля высоты, задатчик балансировочного угла атаки, датчик положения закрылок, задатчик балансировочного значения координаты положения центра масс, датчик местного угла атаки, пять функциональных преобразователей, два фильтра низкой частоты, два делителя напряжения, три интегратора, восемь сумматоров, три ключа и три шины, причем выход задатчика момента инерции объекта относительно поперечной оси соединен с первым входом первого функционального преобразователя, второй вход которого соединен с выходом датчика углового ускорения, а его выход соединен через первый фильтр с первым входом первого сумматора и с первым входом седьмого сумматора, выход которого соединен с первым входом второго делителя, выход последнего соединен с первым входом восьмого сумматора, выход которого является выходом угла атаки, выход датчика угловой скорости соединен со вторым входом второго функционального преобразователя, выход которого через второй фильтр соединен со вторым входом первого сумматора и со вторым входом седьмого сумматора, выход датчика отклонения руля высоты соединен со вторым входом третьего функционального преобразователя, выход которого соединен с первым входом второго сумматора, выход которого соединен с третьим входом седьмого сумматора и одновременно через первый ключ и первый интегратор с третьим входом первого сумматора и со вторым входом второго сумматора, выход задатчика балансировочного угла атаки соединен с первым входом третьего сумматора, выход которого через второй ключ и второй интегратор соединен со вторым входом пятого сумматора, выход датчика положения закрылок соединен со вторым входом четвертого функционального преобразователя, выход которого соединен с первым входом четвертого сумматора, выход которого соединен со вторыми входами первого и второго делителей и одновременно является выходом запаса статической устойчивости, выход задатчика балансировочного значения координаты положения центра масс соединен с первым входом пятого сумматора, выход которого соединен со вторым входом четвертого сумматора и является выходом координаты положения центра масс, выход датчика местного угла атаки соединен со вторым входом пятого функционального преобразователя, выход которого соединен с первым входом шестого сумматора, выход которого через третий ключ и третий интегратор соединен одновременно со вторыми входами третьего, шестого и восьмого сумматоров, выход первого сумматора соединен с первым входом первого делителя, выход последнего соединен с третьим входом третьего сумматора, вход задания скоростного напора соединен с третьим входом первого функционального преобразователя. Вход задания воздушной скорости соединен с третьим входом второго функционального преобразователя. Вход задания числа Маха соединен с входами функциональных преобразователей первого с четвертым, второго, третьего, четвертого и пятого с их первыми входами.

Отличительной особенностью известного вычислителя является определение угла атаки движущегося объекта с одновременным вычислением координаты положения центра масс и запаса его статической устойчивости в соответствии с уравнением: где α угол атаки;
a_o балансировочный угол атаки;
I_z момент инерции самолета;
угловое ускорение;
q скоростной напор;
S площадь крыла;
b_a средняя аэродинамическая хорда;
производные коэффициента момента по соответствующему параметру;
C^α_у производная по углу атаки коэффициента подъемной силы;
относительная координата центра масс;
относительная координата фокуса.

Однако, известное устройство не может достоверно определять угол атаки при осуществлении ряда пространственных маневров, что сужает его функциональные возможности.

Цель изобретения расширение функциональных возможностей за счет определения истинных углов атаки при осуществлении пространственных маневров объекта.

На фиг. 1,2 представлена структурная схема вычислителя угла атаки со следующими обозначениями:
1,2,6 задатчики моментов инерции объекта относительно продольной, нормальной и поперечной осей (соответственно по осям X, Y и Z);
3,4,10 датчики угловой скорости относительно продольной нормальной и поперечной осей (относительно осей соответственно X, Y и Z);
5 шина скоростного напора;
7 шина числа Маха;
8 датчик углового ускорения;
9 шина воздушной скорости;
11 датчик отклонения руля высоты;
12 задатчик балансировочного угла атаки;
13 датчик положения закрылок;
14 датчик местного угла атаки;
15 задатчик балансировочного значения координаты положения центра масс;
16-22 функциональные преобразователи;
23-24 фильтры (низкой частоты);
25-28,31,36,37,40 сумматоры;
29,34,38 ключи;
30,33,39 интеграторы;
32,35 делители.

Вычислитель состоит из штатных бортовых датчиков и известных блоков и может быть реализован на стандартных узлах и элементах.

Вычислитель угла атаки (фиг. 1,2) может работать в двух режимах: комплексном и аналитическом. В комплексном режиме ключи (29,34,38) замкнуты. С выхода функционального преобразователя 16, реализующего зависимость (где I_x момент инерции относительно продольной оси; ω_x угловая скорость относительно продольной оси; ω_у угловая скорость относительно нормальной оси), сигнал поступает на первый дополнительный вход сумматора 28. С выхода функционального преобразователя 17, реализующего зависимость (где I_y момент инерции относительно нормальной оси), сигнал поступает на второй дополнительный вход сумматора 28. С выхода функционального преобразователя 18, реализующего зависимость сигнал поступает непосредственно на вход сумматора 28 и одновременно через фильтр 23 на сумматор 31. С выхода функционального преобразователя 19, реализующего зависимость , сигнал поступает непосредственно на вход сумматора 28 и через фильтр на вход сумматора 31. С выхода функционального преобразователя 20, реализующего зависимость , сигнал поступает на вход сумматора 25, с выхода которого сигнал поступает на вход сумматора 28 и через ключ 29 на вход интегратора 30, с выхода которого сигнал поступает на вход сумматора 31 и на вход сумматора 25. С выхода функционального преобразователя 21, реализующего зависимость , сигнал поступает на вход сумматора 26, с выхода которого сигнал подается на входы делителей 32 и 35, на другие входы которых соответственно сигналы поступают с выхода сумматора 28 и с выхода сумматора 31. С выхода делителя 32 сигнал поступает на вход сумматора 37, на другой вход которого поступает сигнал от задатчика балансированного угла атаки 12 самолета, а с выхода сумматора 37 сигнал через ключ 38 и интегратор 39 поступает на вход сумматора 40, на другой вход которого подается сигнал от задатчика 15 балансировочного значения координаты положения центра масс, а с выхода сумматора 40 сигнал подается на вход сумматора 26. С выхода функционального преобразователя 22, реализующего зависимость α=K·α_м, сигнал поступает на вход сумматора 27, с выхода которого сигнал через ключ 34 и интегратор 33 поступает на входы сумматоров 27,36 и 37. На вход сумматора 36 подается также сигнал с выхода делителя 35. Выходной сигнал сумматора 36 является выходом вычислителя значения истинного угла атаки самолета. Выход сумматора 26 является выходом вычислителя значения запаса статической устойчивости, а выход сумматора 40 является выходом сигнала текущего значения координаты центра масс. При работе вычислителя в комплексном режиме сигнал датчика местных углов атаки 14 осредняется на интеграторе 33 и далее суммируется на сумматоре 36 с вычисленными динамическими поправками:

При полетах самолета со значительным скольжением датчик 14 местного угла атаки, может иметь большую погрешность. С целью исключения погрешности от скольжения в вычислителе предусмотрен аналитический режим работы, т.е. в аналитическом режиме размыкаются ключи 29,34 и 38, отключая этим датчик 14 местных углов атаки. С интегратора 33 на сумматор 36 будет поступать запомненное значение угла атаки, которое складывается на сумматоре с динамическими добавками при пространственном движении самолета.

Таким образом, по сравнению с прототипом предлагаемое устройство повышает достоверность определения углов атаки при осуществлении ряда маневров с использованием вращения относительно продольной оси, широко используемых в летной практике, что расширяет функциональные возможности устройства, повышает безопасность полета на режимах, близких к критическим и вероятность выполнения полетного задания.

При построении систем автоматического управления полетом и систем предупреждения критических режимов достоверность определения угла атаки на всех режимах существенно влияет на выбор вводимых в систему ограничений. Результаты расчета для самолета с предельно допустимым значением угла атаки α_дом 22^o показывают, что при определении угла атаки с погрешностью G_α 0,4^o, система обеспечивает требуемую безопасность полета (P 10^-8) за счет сужения диапазона рабочих углов на 2,5^o. При снижении s_a до 0,1 маневренные и летно-технические возможности самолета по углу атаки используются наиболее полно, что для маневренных самолетов повышает уровень эффективности их применения.

Формула изобретения

Вычислитель угла атаки, содержащий задатчик момента инерции объекта относительно поперечной оси, датчик углового ускорения, датчик угловой скорости относительно поперечной оси, датчик отклонения руля высоты, задатчик балансировочного угла атаки, датчик положения закрылок, датчик местного угла атаки, задатчик балансировочного значения координаты положения центра масс, пять функциональных преобразователей, два фильтра, восемь сумматоров, два делителя, три интегратора и три ключа, причем выход задатчика момента инерции объекта относительно поперечной оси соединен с первым входом первого функционального преобразователя, выход которого соединен с первым входом первого сумматора и входом первого фильтра, выход которого подключен к первому входу второго сумматора, выход которого соединен с первым входом первого делителя, выход которого подключен к первому входу третьего сумматора, выход которого через первый ключ соединен с входом первого интегратора, выход которого подключен к первому входу четвертого сумматора, выход которого соединен с первым входом пятого сумматора и является выходом значения координаты положения центра масс устройства, выход датчика углового ускорения подключен к второму входу первого функционального преобразователя, выход датчика угловой скорости относительно поперечной оси соединен с первым входом второго функционального преобразователя, выход которого подключен к входу второго фильтра и второму входу первого сумматора, выход которого соединен с первым входом второго делителя, выход которого подключен к первому входу шестого сумматора, выход которого является выходом значения истинного угла атаки устройства, выход второго фильтра соединен с вторым входом второго сумматора, выход датчика отклонения руля высоты подключен к первому входу третьего функционального преобразователя, выход которого соединен с первым входом седьмого сумматора, выход которого подключен к третьему входу первого сумматора и через второй ключ к входу второго интегратора, выход которого подключен к третьему входу второго сумматора и второму входу седьмого сумматора, выход задатчика балансировочного угла атаки соединен с вторым входом третьего сумматора, выход датчика положения закрылок подключен к первому входу четвертого функционального преобразователя, выход которого соединен с вторым входом пятого сумматора, выход которого является выходом запаса статической устойчивости устройства и подключен к вторым входам первого и второго делителей, выход датчика местного угла атаки соединен с первым входом пятого функционального преобразователя, выход которого подключен к первому входу восьмого сумматора, выход которого через третий ключ соединен с входом третьего интегратора, выход которого подключен к второму входу восьмого сумматора, третьему входу третьего сумматора и второму входу шестого сумматора, выход задатчика балансировочного значения координаты положения центра масс соединен с вторым входом четвертого сумматора, второй вход второго функционального преобразователя является входом задания скорости движения объекта устройства, третий вход первого функционального преобразователя является входом задания скоростного напора устройства, вход задания числа Маха которого соединен с четвертым входом первого, третьим входом второго и вторыми входами третьего, четвертого и пятого функциональных преобразователей, отличающееся тем, что, с целью расширения функциональных возможностей за счет определения истинных углов атаки при осуществлении пространственных маневров объекта, в него введены задатчик момента инерции объекта относительно продольной оси, задатчик момента инерции объекта относительно нормальной оси, датчик угловой скорости относительно продольной оси, датчик угловой скорости относительно нормальной оси, два функциональных преобразователя, причем выход задатчика момента инерции объекта относительно продольной оси соединен с первым входом шестого функционального преобразователя, выход задатчика момента инерции объекта относительно нормальной оси подключен к первому входу седьмого функционального преобразователя, выход датчика угловой скорости по продольной оси соединен с вторыми входами шестого и седьмого функциональных преобразователей, третьи входы которых подключены к выходу датчика угловой скорости относительно нормальной оси, вход задания скоростного напора устройства соединен с четвертыми входами шестого и седьмого функциональных преобразователей, пятые входы которых подключены к входу задания числа Маха устройства, выходы шестого и седьмого функциональных преобразователей соединены соответственно с четвертым и пятым входами первого сумматора.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2