Способ управления многосекционным рулем летательного аппарата



Способ управления многосекционным рулем летательного аппарата
Способ управления многосекционным рулем летательного аппарата
Способ управления многосекционным рулем летательного аппарата
Способ управления многосекционным рулем летательного аппарата
Способ управления многосекционным рулем летательного аппарата
Способ управления многосекционным рулем летательного аппарата

Владельцы патента RU 2697634:

Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации (RU)

Изобретение относится к способу управления многосекционным рулем летательного аппарата. Для управления многосекционным рулем формируют команды управления каждой секцией для обеспечения требуемых моментов. При выходе секций из строя их отключают и фиксируют в положении, близком к нейтральному, а симметричную ей секцию продолжают использовать путем изменения законов управления отдельными секциями. Обеспечивается максимальное сохранение устойчивости и управляемости летательного аппарата. 1 ил.

 

Изобретение относится к области управления летательным аппаратом (ЛА), рулевая поверхность которого разделена на несколько секций, и может быть использовано для сохранения его управляемости и устойчивости при отказах отдельных секций руля. Переход от механического управления рулевыми поверхностями летательных аппаратов к системам дистанционного управления, бурное развитие вычислительной и цифровой техники позволяет реализовывать на перспективных летательных аппаратах новые способы управления многосекционными рулями.

Известен способ управления многосекционным рулем летательного аппарата, когда управляемая плоскость крыла разделена на много секций (несколько интерцепторов, элеронов, элевонов и так далее), при котором для управления траекторией полета или ее коррекции каждую секцию отклоняют одним или большим числом приводов в соответствии с заданным законом. Секционирование позволяет уменьшить вес и габариты приводов секций, обеспечить равномерное распределение нагрузки и сохранить работоспособность при отказе одной или более секций [Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов / под ред. Г.С. Бюшгенса. -М.: Наука. Физматлит, 1998. - 816 с. С. 446-448]. При электрическом управлении для сохранения симметрии в управляющем моменте по крену используют попарный контроль работы симметрично расположенных секций правой и левой плоскостей крыла. В случае отказа какой-либо секции производят отключение секций обеих плоскостей крыла, то есть отключают отказавшую секцию и симметричную ей секцию на другом полукрыле. При управлении гидромеханическими приводами секций от общего резервированного сервопривода через механическую проводку в случае отказа какого-либо привода секции эту секцию «пересиливают» остальными секциями. Устранение асимметрии в этом случае осуществляют путем отключения гидросистемы на другом полукрыле.

Недостатком способа является ухудшение характеристик управляемости летательного аппарата при отказе какой-либо секции многосекционного руля, а при заклинивании отказавшей секции под углом к плоскости крыла -ухудшение характеристик устойчивости.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому эффекту (прототип) к предлагаемому способу является способ управления многосекционным рулем летательного аппарата с аэродинамическим суммированием действий отдельных секций, состоящий в формировании для полета летательного аппарата по заданной траектории или ее коррекции команд управления каждой секцией, обеспечивающих требуемое значение эффективного отклонения эквивалентного односекционного руля, при котором коэффициент момента руля равен сумме коэффициентов моментов его отдельных секций, и передаче их на многоканальные приводы каждой секции [Гониодский В.И., Склянский Ф.И., Шумилов И.С. Привод рулевых поверхностей самолетов. - М.: «Машиностроение», 1974. - 320 с. С. 185-186]. Для получения необходимых характеристик устойчивости и управляемости самолета и обеспечения безопасности при выходе из строя отдельных секций руля их отключают путем жесткой фиксации в положении, близком к нейтральному. Для устранения возникающих при этом моментов предусматривают специальную систему контроля для отключения секций руля, симметрично расположенных относительно отказавших секций с другой стороны оси самолета.

Недостатком способа является ухудшение характеристик управляемости летательного аппарата при одновременном отключении отказавшей секции одной плоскости крыла и симметричной ей секции другой плоскости крыла, находящейся в рабочем состоянии.

Техническим результатом настоящего изобретения является максимальное сохранение устойчивости и управляемости летательного аппарата при отключении отказавшей секции за счет формирования законов управления каждой исправной секцией многосекционного руля, обеспечивающих требуемое эффективное отклонение эквивалентного односекционного руля и компенсацию возникающей при отказе секции аэродинамической асимметрии летательного аппарата.

Указанный результат достигается тем, что в известном способе управления многосекционным рулем летательного аппарата, заключающемся в формировании для полета летательного аппарата по заданной траектории или ее коррекции команд управления каждой секцией, обеспечивающих требуемое значение эффективного отклонения эквивалентного односекционного руля, при котором коэффициент момента руля равен сумме коэффициентов моментов его отдельных секций, передаче их на приводы каждой секции, при этом для сохранения характеристик устойчивости и управляемости самолета и обеспечения безопасности при выходе из строя отдельных секций руля их отключают путем жесткой фиксации в положении, близком к нейтральному, согласно изобретению при отказе любой секции на одной из плоскостей летательного аппарата симметричную ей секцию на другой плоскости не отключают, а продолжают использовать в процессе управления летательным аппаратом, при этом законы управления отдельными секциями изменяют таким образом, чтобы максимально сохранить эффективное отклонение эквивалентного односекционного руля и скомпенсировать возникшую аэродинамическую асимметрию летательного аппарата для сохранения управляемости и устойчивости летательного аппарата.

Сущность изобретения заключается в том, что при известных зависимостях возникающих моментов от угла отклонения каждой секции многосекционного руля летательного аппарата в случае возникновения отказа какой-либо секции ее отключают, рассчитывают управляющие команды для всех оставшихся исправными секций таким образом, чтобы парировать отказ, максимально обеспечить эффективное отклонение эквивалентного односекционного руля и скомпенсировать возникающий при отключении отказавшей секции момент.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где представлены зависимости эффективности различных секций элевонов в функции углов [Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов / под ред. Г.С. Бюшгенса. -М.: Наука. Физматлит, 1998. - 816 с. С. 342], полученные при исследовании на модели самолета в Центральном аэрогидродинамическом институте им. Н.Е. Жуковского (ЦАГИ). На фигуре имеются следующие обозначения: Суа - коэффициент подъемной силы летательного аппарата от угла атаки α; mz - коэффициент аэродинамического момента тангажа; δэв - угол отклонения элевона; 1+2+… - число отклоняемых элевонов, при этом 1 - номер элевона, находящегося на конце полуплоскости крыла, 2, 3 - следующие элевоны в направлении фюзеляжа, 4 - корневой элерон, расположенный возле фюзеляжа.

Из чертежа видно, что соответствующий подбор числа отклоняемых секций и угла отклонения каждой секции рулевой поверхности позволяет парировать отказ какой-либо секции без отключения симметрично расположенной секции другой полуплоскости крыла. Для этого необходимо знание зависимостей аэродинамических характеристик летательного аппарата от угла отклонения каждой секции руля, что проводится заранее с помощью продувки летательного аппарата или его макета в соответствующих институтах (например, ЦАГИ) или, если это летательный аппарат не массового производства, с помощью программных продуктов типа ANSYS.

Согласно заявленному изобретению при возникновении отказа какой-либо секции многосекционного руля летательного аппарата в вычислителе в соответствии с заложенными зависимостями аэродинамических характеристик летательного аппарата от угла отклонения каждой секции руля, полученными заранее с помощью продувки планера летательного аппарата, вычисляют управляющие команды отклонения на расчетный угол для приводов каждой секции таким образом, чтобы эффективный угол отклонения эквивалентного односекционного руля соответствовал эффективному углу отклонения эквивалентного односекционного руля в штатной ситуации (без отказа секции). Этим достигается указанный в изобретении технический результат.

Способ может быть реализован следующим образом.

1. Заранее на стадии выбора планера аппарата проводят продувку летательного аппарата при всех возможных отклонениях каждой секции многосекционного руля для определения эффективности в диапазоне возможных режимов для каждой секции и получения зависимостей аэродинамических характеристик от углового положения каждой секции.

2. Для всех возможных режимов полета с учетом полученных зависимостей определяют варианты законов отклонения каждой секции для формирования требуемого эффективного угла отклонения эквивалентного односекционного руля, в том числе при возможном отказе любой секции.

Например, коэффициент момента секционированного руля относительно оси самолета можно представить в виде [Гониодский В.И., Склянский Ф.И., Шумилов И.С. Привод рулевых поверхностей самолетов. - М.: «Машиностроение», 1974. - 320 с. С. 185] , где тр i - коэффициент момента i-ой секции. Зависимость коэффициента руля от производной и угла отклонения руля δ следующая: Обозначив δэфф эффективный угол отклонения эквивалентного односекционного руля, при котором коэффициент момента руля равен сумме моментов его отдельных секций, отклоненных на разные углы, и приняв для i-ой секции , получим , где kii - коэффициент передачи и угол отклонения i-ой секции, соответственно. Таким образом, зависимость эффективного угла руля от коэффициента передачи и углового положения каждой секции: Для более полного использования эффективности каждой секции коэффициенты передачи каждой секции целесообразно делать не постоянными, как реализовано в прототипе, а регулируемыми.

3. Записывают полученные законы управления каждой секцией в вычислительное устройство.

4. При выполнении полета при отказе какой-либо секции отключают ее, выставив по возможности в нейтральное положение, и, в зависимости от режима полета и углового положения отказавшей секции, с помощью вычислителя определяют требуемые углы отклонения для каждой исправной секции для достижения требуемого эффективного отклонения эквивалентного односекционного руля.

Таким образом, предложенное техническое решение позволяет решить поставленную техническую задачу: максимальное сохранение устойчивости и управляемости летательного аппарата при отключении отказавшей секции за счет формирования законов управления каждой исправной секцией многосекционного руля, обеспечивающих требуемое эффективное отклонение эквивалентного односекционного руля и компенсацию возникающей при отказе секции аэродинамической асимметрии летательного аппарата.

Способ управления многосекционным рулем летательного аппарата, состоящий в формировании для полета летательного аппарата по заданной траектории или ее коррекции команд управления каждой секцией, обеспечивающих требуемое значение эффективного отклонения эквивалентного односекционного руля, при котором коэффициент момента руля равен сумме коэффициентов моментов его отдельных секций, передаче их на приводы каждой секции, при этом для сохранения характеристик устойчивости и управляемости самолета и обеспечения безопасности при выходе из строя отдельных секций руля их отключают путем жесткой фиксации в положении, близком к нейтральному, отличающийся тем, что при отказе любой секции на одной из плоскостей летательного аппарата симметричную ей секцию на другой плоскости не отключают, а продолжают использовать в процессе управления летательным аппаратом, при этом законы управления отдельными секциями изменяют таким образом, чтобы максимально сохранить эффективное отклонение эквивалентного односекционного руля и скомпенсировать возникшую аэродинамическую асимметрию летательного аппарата для сохранения управляемости и устойчивости летательного аппарата.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к полуавтономным транспортным средствам. Транспортное средство содержит память, процессор, который, когда исполняет инструкции, сохраненные в памяти, инструктирует транспортному средству: определять, с помощью датчика идентификации водителя, личность водителя, определять, какие полуавтономные функциональные средства помечены для обучения, определять, является ли транспортное средство неподвижным, в ответ на то, что транспортное средство не является неподвижным, предоставлять первую версию аудиовизуального описания и предоставлять вторую версию аудиовизуального описания.
Изобретение относится к области инженерной психологии и служит для облегчения управления регулируемым параметром, высотой полета летательных аппаратов. На общую шкалу совместно с индексом высоты индицируют прогнозирующий индекс, положение которого отличается от индекса высоты и опережает его при совместном перемещении по шкале на сумму величины, пропорциональной вертикальной скорости, с величиной, пропорциональной темпу изменения вертикальной скорости.

Изобретение относится к аварийной или чрезвычайной остановке судна, обеспечиваемой азимутальным движительным агрегатом. Устройство управления для управления по меньшей мере двумя азимутальными движительными агрегатами судна содержит один или более рычагов для отдельного или совместного управления азимутальными движительными агрегатами, элемент активации аварийной остановки для активации процедуры аварийной остановки, после которой выполняется процедура аварийной остановки, при которой ориентация и движительная скорость азимутальных движительных агрегатов регулируются до тех пор, пока скорость хода судна по меньшей мере не уменьшится с момента активации процедуры аварийной остановки.

Группа изобретений относится к способу и системе управления продольным движением при разбеге по взлетно-посадочной полосе и наборе высоты беспилотного летательного аппарата (БПЛА) с сочлененными на киле передними и задними крыльями.

Изобретение относится к области информационно-измерительной техники. Технический результат заключается в обеспечении приема сигналов от датчиков.

Группа изобретений относится к устройству и способу управления движением для транспортного средства. Устройство содержит: первый детектор, второй детектор и контроллер.

Группа изобретений относится к способу управления движением транспортного средства, осуществляемого посредством устройства управления движением. Устройство управления движением содержит: первое средство обнаружения, выполненное с возможностью обнаруживать помеху рядом с транспортным средством, движущимся в первой полосе движения; и второе средство обнаружения, выполненное с возможностью обнаруживать вторую полосу движения, смежную с первой полосой движения.

Изобретение относится к способу устранения особой ситуации при разгерметизации кабины самолета. Для устранения особой ситуации измеряют скорость изменения давления воздуха и абсолютное давление в герметической кабине и проверяют измеренные значения на соответствие определенному условию.

Группа изобретений относится к способу взаимосвязи органов пилотирования, устройству взаимосвязи между органами пилотирования, устройству пилотирования и воздушному судну, содержащему устройство пилотирования.

Группа изобретений относится к способу и устройству управления движением транспортного средства. Способ осуществляется посредством устройства управления движением.

Группа изобретений относится к способу и системе управления продольным движением при разбеге по взлетно-посадочной полосе и наборе высоты беспилотного летательного аппарата (БПЛА) с сочлененными на киле передними и задними крыльями.

Система автоматического управления беспилотным летательным аппаратом по углу крена содержит три сумматора, исполнительное устройство, датчик угловой скорости, датчик угла крена, дифференциатор, интегратор, пять усилителей, соединенные определенным образом.

Изобретение относится к способу управления скоростью полета самолета с учетом стабилизации скорости. Для управления скоростью полета самолета используют основной управляющий сигнал, поступающий на привод тяги двигателей, а также дополнительный управляющий сигнал, поступающий на привод секций интерцепторов, условие подключения которого определяется заданной величиной разницы между текущей и заданной приборной скоростью, которая может задаваться пилотом с пульта управления или автоматически при решении оптимизационных задач и выбирается из условия потребной величины долевого участия интерцепторов в решении задачи стабилизации и отслеживания заданной приборной скорости совместно с управлением тягой двигателей определенным образом.

Изобретение относится к способу формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета. Для осуществления способа передают управляющие сигналы с датчиков системы измерения параметров полета в вычислительную систему автоматического управления полетом для формирования вспомогательного управляющего сигнала на привод секций интерцепторов, а также осуществляют дифференциальное управление тормозами колес определенным образом.

Группа изобретений относится к способу и устройству формирования сигнала управления рулевым приводом беспилотного летательного аппарата (БПЛА). Для формирования сигнала управления задают сигнал управления, усиливают его и ограничивают, фильтруют сигнал вычитания, усиливают отфильтрованный сигнал, формируют текущий скоростной сигнал отклонения руля и масштабируют его, отрабатывают текущий сигнал отклонения руля исполнительным механизмом, при этом дополнительно измеряют скоростной напор, угол атаки, коэффициент эффективности шарнирного момента от угла атаки и от отклонения руля, формируют текущий сигнал скорости с учетом его нечувствительности в зоне текущего значения шарнирного момента определенным образом.

Система автоматического управления углом курса и ограничения угла крена летательного аппарата содержит задатчик угла курса, четыре элемента сравнения, вычислитель заданного угла крена, алгебраический селектор минимального сигнала, вычислитель автопилота угла крена, сервопривод элеронов, датчик угла курса летательного аппарата, датчик угла крена летательного аппарата, задатчик максимального угла крена, залдатчик минимального угла крена, третий элемент сравнения, алгебраический селектор максимального сигнала, соединенные определенным образом.

Изобретение относится к способу управления рулем высоты самолета. Для управления рулем высоты измеряют угол тангажа, угол крена, вектор перегрузки, вектор угловой скорости, комплекс скоростных параметров, углы отклонения управляющих поверхностей самолета, вычисляют корректирующие сигналы приращения нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа, определяют заданное значение приращения нормальной перегрузки, вычисляют величины позиционного и интегрального сигналов управления, формируют управляющий сигнал привода руля высоты определенным образом, передают управляющий сигнал на приводы руля высоты.

Изобретение относится к области транспортного машиностроения. Электрогидравлический рулевой привод для резервированных систем дистанционного управления содержит гидроцилиндр с датчиком положения штока и блок управления.

Система автоматического управления беспилотным летательным аппаратом по углу рыскания содержит регулятор, исполнительное устройство, шесть усилителей, датчик угла рыскания, датчик угловой скорости, два сумматора, дифференциатор, интегратор, соединенные определенным образом.

Изобретение относится к системам управления двигателями. Способ управления мощностью в реальном времени в отношении множества устройств управления двигателем посредством по меньшей мере одного обрабатывающего устройства на компьютерной системе включает определение потребности в силовой нагрузке из первой совокупности двигателей, выбор комбинации устройств управления двигателем для согласования с потребностью в силовой нагрузке, задание первой совокупности общесистемных приоритетов, осуществление настройки схемы переключения питания для соединения первой совокупности двигателей с устройствами управления двигателем, прием запроса мощности для двигателя от управляющего блока, определение назначения приоритета для двигателя, назначение второй совокупности общесистемных приоритетов, определение второй потребности в силовой нагрузке из второй совокупности двигателей, причем второе множество активных двигателей содержит первое множество активных двигателей и первый двигатель, выбор второй комбинации устройств управления двигателем, необходимой для согласования со второй потребностью в силовой нагрузке, и осуществление настройки схемы переключения питания согласно указанной второй совокупности общесистемных приоритетов.

Изобретение относится к способу управления многосекционным рулем летательного аппарата. Для управления многосекционным рулем формируют команды управления каждой секцией для обеспечения требуемых моментов. При выходе секций из строя их отключают и фиксируют в положении, близком к нейтральному, а симметричную ей секцию продолжают использовать путем изменения законов управления отдельными секциями. Обеспечивается максимальное сохранение устойчивости и управляемости летательного аппарата. 1 ил.

Наверх