Ограничитель предельных режимов полета маневренного самолета по перегрузке

Ограничитель предельных режимов полета (ОПР) по перегрузке маневренного самолета содержит датчик вертикальных перегрузок nу, семь сумматоров, датчик угловой скорости (ДУС) тангажа ω, три дифференцирующих блока, блок задания максимального значения перемещения ручки управления самолетом (РУС) «на себя», блок формирования допустимых заданных значений вертикальных перегрузок , систему воздушных сигналов (СВС), два инвертора, два блока выделения максимума из двух сигналов, семь нелинейных блоков, интегратор, блок логики, девять масштабирующих блоков, датчик перемещения РУС по тангажу , префильтр, блок формирования статических характеристик системы дистанционного управления самолетом, датчик перемещения РУС по крену , два фильтра подавления помех, ДУС крена ωх, блок ограничения скорости изменения входного сигнала, блок перемножения, соединенные определенным образом. Обеспечивается необходимое быстродействие и перерегулирование процессов выхода самолета на предельно допустимую перегрузку в широком диапазоне изменения высотно-скоростных параметров полета, обеспечиваются ограничения допустимых перегрузок при вращении самолета по крену и возможности превышения допустимых перегрузок при «перетяге» РУС. 4 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к системам управления самолетом в продольном движении.

Применяемые в настоящее время системы дистанционного управления (СДУ) маневренными самолетами для предотвращения выхода на максимально допустимую перегрузку оснащаются ограничителями предельных режимов (ОПР) полета. Известные ОПР подробно рассмотрены в работе: «Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов / Под ред. Г.С. Бюшгенса. - М.: Российская академия наук («Наука» РАН), 2016. - 704 с., с. 400-407).

Наиболее близким к заявляемому устройству является перегрузочный ОПР, представленный в этой книге на рис. 10.36. Его использование на маневренных самолетах в условиях широкого диапазона изменения высот и скоростей полета связано со следующими недостатками.

1. Трудно обеспечить приемлемые качественные показатели совместной работы СДУ и ОПР, а именно - в достижении приемлемого компромисса между временем выхода на заданную перегрузку и возникающим при этом перерегулировании. Обеспечение потребного быстродействия вызывает на многих режимах полета существенное кратковременное превышение предельных значений перегрузки (перерегулирование) и, наоборот, устранение таких «забросов» с помощью ОПР затягивает время регулирования.

2. У маневренных самолетов при вращении по крену возникает превышение допустимых значений перегрузки. В этом случае необходима дополнительная коррекция предельных значений перегрузки, которая в прототипе отсутствует.

3. Не удовлетворяются требования летчиков о необходимости дополнительного запаса по перемещению ручки управления самолетом (РУС) от максимального значения с целью возможного превышения допустимой перегрузки на определенную величину в критических ситуациях. В прототипе такой возможности при полностью взятой «на себя» РУС (при «перетяге» РУС от максимальной загрузки по усилию) не имеется.

4. Обеспечение требуемых статических и динамических характеристик комплекса СДУ - ОПР в широком диапазоне изменения высотно-скоростных параметров без дополнительных мер затруднительно.

Целью изобретения является выполнение требований по быстродействию и перерегулированию процессов выхода самолета на предельно допустимую перегрузку в широком диапазоне изменения высотно-скоростных параметров полета, обеспечение ограничения допустимых перегрузок при вращении самолета по фену и возможности превышения допустимых перегрузок при «перетяге» РУС.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что ОПР содержит последовательно соединенные датчик вертикальных перегрузок nу и первый сумматор, последовательно соединенные датчик угловой скорости (ДУС) тангажа ωz и первый дифференцирующий блок, последовательно соединенные блок задания максимального значения перемещения ручки управления самолетом (РУС) «на себя» и второй сумматор, блок формирования допустимых значений вертикальных перегрузок , систему воздушных сигналов (СВС), формирующую сигналы статического давления Pст, динамического скоростного напора qдин, числа м и высоты н полета, второй дифференцирующий блок, последовательно соединенные первый инвертор, первый блок выделения максимума из двух сигналов и первый нелинейный блок, интегратор, блок логики, выход которого соединен с управляющим входом интегратора, а вход - с входом рулевого привода самолета, последовательно соединенные первый масштабирующий блок и третий сумматор, выход которого является выходом ОПР, связанным с входом рулевого привода самолета, датчик перемещения РУС (ДПР) по тангажу , префильтр, блок формирования статических характеристик системы дистанционного управления самолетом, вход которого подключен к выходу ДПР по тангажу , а выход - к входу префильтра. Кроме этого ОПР дополнительно содержит ДПР по крену , последовательно соединенные второй нелинейный блок и первый фильтр подавления помех, выход которого соединен с вторым входом второго сумматора, выход ДПР по тангажу подключен к входу второго нелинейного блока, четвертый сумматор, последовательно соединенные ДУС крена, третий нелинейный блок и второй блок выделения максимума из двух сигналов, выход которого подключен к первому инвертирующему входу четвертого сумматора, блок ограничения скорости изменения входного сигнала, через который выход блока формирования допустимых значений вертикальных перегрузок соединен с вторым входом четвертого сумматора, четвертый нелинейный блок, вход которого подключен к выходу ДПР по крену , а выход - к второму входу второго блока выделения максимума из двух сигналов, блок перемножения, пятый сумматор, первый вход которого через блок перемножения подключен к выходу второго сумматора, второй инвертирующий вход пятого сумматора соединен с выходом четвертого сумматора, а выход пятого сумматора подключен к второму входу первого сумматора, последовательно соединенные второй и третий масштабирующие блоки, через которые выход четвертого сумматора подключен к второму входу блока перемножения, пятый нелинейный блок, шестой сумматор, первый вход которого через пятый нелинейный блок соединен с выходом первого дифференцирующего блока, второй вход шестого сумматора подключен к выходу первого сумматора, последовательно соединенные третий дифференцирующий блок и четвертый масштабирующий блок, пятый масштабирующий блок, вход которого подключен к выходу пятого нелинейного блока, второй инвертор, последовательно соединенные шестой нелинейный блок и шестой масштабирующий блок, седьмой масштабирующий блок, вход которого подключен к выходу шестого сумматора, вход второго дифференцирующего блока соединен с выходом второго инвертора, а выход - с входом шестого нелинейного блока, к входу второго инвертора подключен сигнал с выхода префильтра, седьмой сумматор, первый вход которого подключен к выходу пятого масштабирующего блока, второй вход - к выходу четвертого масштабирующего блока, третий вход - к выходу седьмого масштабирующего блока, четвертый вход - к выходу первого сумматора, пятый вход - к выходу шестого масштабирующего блока, выход седьмого сумматора соединен с вторым входом первого блока выделения максимума из двух сигналов, вход третьего дифференцирующего блока соединен с выходом датчика вертикальных перегрузок, восьмой масштабирующий блок, выход которого соединен с вторым входом интегратора, седьмой нелинейный блок, вход которого подключен к выходу первого нелинейного блока, а выход которого - к входам первого и восьмого масштабирующих блоков, девятый масштабирующий блок, через который выход интегратора соединен с вторым входом третьего сумматора, второй фильтр подавления помех, вход и выход которого соединены соответственно с выходом третьего сумматора и с входом первого инвертора.

Сущность изобретения поясняется чертежами:

на фиг. 1 представлена структурная схема ОПР;

на фиг. 2 показаны статические характеристики ОПР;

на фиг. 3 показаны варианты исполнения первого, второго, третьего, четвертого, пятого, шестого и седьмого нелинейных блоков;

на фиг. 4 показаны варианты исполнения первого, второго, третьего, четвертого, пятого, шестого, седьмого, восьмого и девятого масштабирующих блоков.

На фиг. 1÷4 использованы следующие обозначения:

ωz - угловая скорость тангажа;

ωх - угловая скорость фена;

nу - вертикальная перегрузка;

м - число Маха;

Рст - статическое давление атмосферы;

qдин - динамический скоростной напор;

Н - высота полета;

Uопр - сигнал на выходе ОПР, поступающий на вход рулевого привода;

Uвх рп - сигнал на входе рулевого привода СДУ;

- перемещение РУС по тангажу;

- перемещение РУС по крену;

- максимальное расчетное значение перемещения РУС по тангажу;

мах - логический блок выделения максимума из двух сигналов;

- сигнал на выходе префильтра;

- заданное значение допустимой перегрузки;

- расчетное значение допустимой перегрузки;

1 - датчик вертикальных перегрузок nу;

2 - первый сумматор;

3 - ДУС тангажа ωz;

4 - первый дифференцирующий блок;

5 - блок задания максимального значения перемещения РУС «на себя»;

6 - второй сумматор;

7 - блок формирования допустимых заданных значений вертикальных перегрузок ;

8 - система воздушных сигналов (СВС);

9 - второй дифференцирующий блок;

10 - первый инвертор;

11 - первый блок выделения максимума из двух сигналов;

12 - первый нелинейный блок;

13 - интегратор;

14 - блок логики;

15 - первый масштабирующий блок;

16 - третий сумматор;

17 - датчик перемещения РУС по тангажу ;

18 - префильтр;

19 - блок формирования статических характеристик системы дистанционного управления самолетом;

20 - датчик перемещения РУС по крену ;

21 - второй нелинейный блок;

22 - первый фильтр подавления помех;

23 - четвертый сумматор;

24 - ДУС крена ωх;

25 - третий нелинейный блок;

26 - второй блок выделения максимума из двух сигналов;

27 - блок ограничения скорости изменения входного сигнала;

28 - четвертый нелинейный блок;

29 - блок перемножения;

30 - пятый сумматор;

31, 32 - соответственно второй и третий масштабирующие блоки;

33 - пятый нелинейный блок;

34 - шестой сумматор;

35 - третий дифференцирующий блок;

36, 37 - соответственно четвертый и пятый масштабирующие блоки;

38 - второй инвертор;

39 - шестой нелинейный блок;

40 - шестой масштабирующий блок;

41 - седьмой масштабирующий блок,

42 - седьмой сумматор;

43 - восьмой масштабирующий блок;

44 - седьмой нелинейный блок;

45 - девятый масштабирующий блок;

46 - второй фильтр подавления помех.

Заявляемый к патентованию ограничитель предельных режимов по перегрузке маневренного самолета содержит последовательно соединенные датчик 1 вертикальных перегрузок nу и первый сумматор 2, последовательно соединенные датчик 3 угловой скорости (ДУС) тангажа ωz и первый дифференцирующий блок 4, последовательно соединенные блок 5 задания максимального значения перемещения ручки управления самолетом (РУС) «на себя» и второй сумматор 6, блок 7 формирования допустимых значений вертикальных перегрузок , систему воздушных сигналов (СВС), 8 формирующую сигналы статического давления Pст, динамического скоростного напора qдин, числа м и высоты н полета, второй дифференцирующий блок 9, последовательно соединенные первый инвертор 10, первый блок выделения максимума из двух сигналов 11 и первый нелинейный блок 12, интегратор 13, блок логики 14, выход которого соединен с управляющим входом интегратора, а вход - с входом рулевого привода самолета Uвх рп, последовательно соединенные первый масштабирующий блок 15 и третий сумматор 16, выход которого является выходом ОПР, связанным с входом рулевого привода самолета, датчик перемещения РУС (ДПР) по тангажу 17, префильтр 18, блок 19 формирования статических характеристик системы дистанционного управления самолетом, вход которого подключен к выходу ДПР по тангажу 17, а выход - к входу префильтра 18, отличающийся тем, что дополнительно содержит ДПР по крену 20, последовательно соединенные второй нелинейный блок 21 и первый фильтр подавления помех 22, выход которого соединен с вторым входом второго сумматора 6, выход ДПР по тангажу 17 подключен к входу второго нелинейного блока 21, четвертый сумматор 23, последовательно соединенные ДУС крена 24, третий нелинейный блок 25 и второй блок выделения максимума из двух сигналов 26, выход которого подключен к первому инвертирующему входу четвертого сумматора 23, блок ограничения скорости изменения входного сигнала 27, через который выход блока формирования допустимых значений вертикальных перегрузок 7 соединен с вторым входом четвертого сумматора 23, четвертый нелинейный блок 28, вход которого подключен к выходу ДПР по крену 20, а выход - к второму входу второго блока выделения максимума из двух сигналов 26, блок перемножения 29, пятый сумматор 30, первый вход которого через блок перемножения 29 подключен к выходу второго сумматора 6, второй инвертирующий вход пятого сумматора 30 соединен с выходом четвертого сумматора 23, а выход пятого сумматора 30 подключен к второму входу первого сумматора 2, последовательно соединенные второй 31 и третий 32 масштабирующие блоки, через которые выход четвертого сумматора 23 подключен к второму входу блока перемножения 29, пятый нелинейный блок 33, шестой сумматор 34, первый вход которого через пятый нелинейный блок 33 соединен с выходом первого дифференцирующего блока 4, второй вход шестого сумматора 34 подключен к выходу первого сумматора 2, последовательно соединенные третий дифференцирующий блок 35 и четвертый масштабирующий блок 36, пятый масштабирующий блок 37, вход которого подключен к выходу пятого нелинейного блока 33, второй инвертор 38, последовательно соединенные шестой нелинейный блок 39 и шестой масштабирующий блок 40, седьмой масштабирующий блок 41, вход которого подключен к выходу шестого сумматора 34, вход второго дифференцирующего блока 9 соединен с выходом второго инвертора 38, а выход - с входом шестого нелинейного блока 39, к входу второго инвертора 38 подключен сигнал с выхода префильтра 18, седьмой сумматор 42, первый вход которого подключен к выходу пятого масштабирующего блока 37, второй вход - к выходу четвертого масштабирующего блока 36, третий вход - к выходу седьмого масштабирующего блока 41, четвертый вход - к выходу первого сумматора 2, пятый вход - к выходу шестого масштабирующего блока 40, выход седьмого сумматора 42 соединен с вторым входом первого блока выделения максимума из двух сигналов 11, вход третьего дифференцирующего блока 35 соединен с выходом датчика вертикальных перегрузок 1, восьмой масштабирующий блок 43, выход которого соединен с вторым входом интегратора 13, седьмой нелинейный блок 44, вход которого подключен к выходу первого нелинейного блока 12, а выход которого - к входам первого 15 и восьмого 43 масштабирующих блоков, девятый масштабирующий блок 45, через который выход интегратора 13 соединен с вторым входом третьего сумматора 16, второй фильтр подавления помех 46, вход и выход которого соединены соответственно с выходом третьего сумматора 16 и с входом первого инвертора 10.

Заявляемый к патентованию ограничитель предельных режимов полета маневренного самолета по перегрузке функционирует следующим образом.

В блоке 7 формируются допустимые предварительно заданные значения вертикальных перегрузок в зависимости от режимов полета (от высоты, скорости полета) и от массово-инерционных характеристик самолета (от запаса топлива, характера полезной нагрузки и пр.). Конкретное значение может меняться во время полета, в том числе скачкообразно. Для парирования резких изменений предусмотрен блок 27 ограничения скорости изменения входного сигнала, способствующий установлению нового значения в течение ≈ 3 секунд.

Сигнал на выходе сумматора 2 представляет собой сумму сигналов текущего значения вертикальной перегрузки nу и сигнала расчетного значения допустимой перегрузки . Поскольку этот сигнал при работе интегрального блока 13 ОПР обнуляется, а текущие перегрузки nу положительны, сигнал находится в области отрицательных значений.

Сигнал перемещения РУС, формируемый на выходе ДПР 17, ограничивается в нелинейном блоке 21 в положении «на себя» на предельную величину , принятую в конкретно рассматриваемом случае равной и очищается от помех с помощью фильтра 22. Сигнал соответствует ситуации «перетяга» РУС через максимальную загрузку по усилию. Временно полагая сигнал на выходе блока 26 выделения максимума из двух сигналов равным нулю, на выходе сумматора 30 получим сигнал расчетного значения допустимой перегрузки, равный

где - предварительно назначенное максимальное значение перемещения РУС, выбираемое из условия /в рассматриваемом далее случае /;

- коэффициент передачи второго масштабирующего блока 31;

k3 - переменный коэффициент передачи третьего масштабирующего блока 32, изменяемый в зависимости от текущего значения /в рассматриваемом случае так, как показано на фиг.4/.

С учетом принятого значения коэффициента передачи k2 зависимость (1) расчетного значения допустимой перегрузки от перемещения РУС имеет вид

На фиг. 2 представлены графики изменения для случая, когда , при двух значениях коэффициента передачи третьего масштабирующего блока 32 (1 и 0,5), соответствующих двум заданным значениям допустимой перегрузки (фиг. 2). Из графиков изменения следует, что:

- при максимальном перемещении РУС «на себя» () в обоих случаях обеспечивается расчетное значение допустимой перегрузки (8 и 4 единицы соответственно);

- при предельном перемещении РУС на себя (при «перетяге» загрузки РУС, когда ) летчику дается возможность дополнительного увеличения предельной перегрузки: при на 8,33% и при на 4,16%;

- при изменении заданного значения допустимой перегрузки с на обеспечивается увеличение градиента перемещения РУС по перегрузке с величины до значения . За счет этого облегчается пилотирование самолета летчиком при пониженных перегрузках.

Заданное значение допустимой перегрузки корректируется при крене самолета в зависимости от угловой скорости крена ωх и текущего перемещения РУС по крену . С этой целью в нелинейном блоке 25 формируется сигнал поправки величины по угловой скорости крена ωх, а в нелинейном блоке 27 - сигнал поправки от текущего положения РУС по крену . В блоке 26 выделяется максимальный из двух этих сигналов, поступающий затем на инвертирующий вход сумматора 23 и понижающий заданное значение допустимой перегрузки . Пример реализации нелинейных блоков 25 и 28 приведен на фиг. 3. Коррекция допустимой перегрузки при крене самолета способствует снижению перерегулирования при отработке перегрузки при работающем ОПР.

Для коррекции динамических характеристик ОПР по режимам полета используются сигналы скорости изменения угловой скорости тангажа , вертикальной перегрузки и сигнала с выхода префильтра 18. С этой целью:

- сигнал ωz с выхода ДУС тангажа 3 поступает на первый вход сумматора 42 по цепи: дифференцирующий блок 4→нелинейный блок 33→масштабирующий блок 37, а также на третий вход сумматора 42 по цепи: дифференцирующий блок 4→нелинейный блок 33→первый вход сумматора 34→масштабирующий блок 41; с помощью нелинейного блока 33 осуществляется изменение коэффициента передачи положительных и отрицательных значений сигнала при движении РУС «на себя» и «от себя»;

- сигнал nу с выхода датчика вертикальных перегрузок 1 поступает на второй вход сумматора 42 через дифференцирующий блок 35 и масштабирующий блок 36;

- сигнал с выхода префильтра 18 поступает на пятый вход сумматора 42 по цепи: инвертор 38→дифференцирующий блок 9→нелинейный блок 39→масштабирующий блок 40. Инвертор 38 и нелинейный блок 39 пропускают положительный сигнал производной при движении РУС «на себя» и блокируют прохождение отрицательного сигнала.

Дифференцирующие блоки 4, 9 и 35 реализуются в соответствии с передаточной функцией (Т - постоянная времени, р - оператор дифференцирования).

Варианты исполнения нелинейных блоков 33, 39 и масштабирующих блоков 36, 37, 40, 41 представлены соответственно на фиг. 3 и фиг. 4.

Блок 11 схемы МАХ предназначен для управления работой интегратора 13. При взятии РУС «на себя» и срабатывании ОПР на второй вход интегратора 13 поступает сигнал с выхода сумматора 42 через второй вход схемы МАХ, нелинейные блоки 12, 44 и масштабирующий блок 43. Возникающий при этом на выходе интегратора 13 сигнал через масштабирующий блок 45 формирует на выходе сумматора 16 сигнал Uопp, отклоняющий с помощью рулевого привода руль высоты самолета в направлении уменьшения перегрузки nу до момента достижения предельно допустимого расчетного значения . В случае последующего перемещения летчиком РУС «от себя» блоком 11 схемы МАХ на вход нелинейного блока 12 подключается сигнал с выхода инвертора 10. В этой ситуации интегратор 13 охватывается отрицательной обратной связью по цепи: выход сумматора 16→фильтр подавления помех 46→инвертор 10→первый вход схемы МАХ→нелинейный блок 12→масштабирующий блок 43→второй вход интегратора 13. Благодаря этому сформированный ранее на выходе сумматора 16 сигнал Uопр уменьшается до нуля за время ≈3 секунды. Блок логики 14 предназначен для ограничения предельных значений выходного сигнала интегратора с целью последующего ограничения предельных отклонений руля высоты от действия ОПР. С помощью этого блока интегратор 13 включается в работу по сигналу на втором входе при условии Uвx min≤Uвx рп≤Uвx max, т.е. когда сигнал на входе рулевого привода находится в рамках допустимых границ изменения. При нарушении этого условия процесс интегрирования блокируется. Нелинейный блок 12 предназначен для ограничения скоростной характеристики интегратора 13, нелинейный блок 44 - для коррекции скоростной характеристики интегратора 13 в зависимости от знака сигнала на втором его входе. С помощью масштабирующих блоков 15, 43, 45 обеспечиваются приемлемые динамические характеристики интегральной части ОПР. Фильтр 46, представляющий собой апериодическое звено, предназначен для фильтрации помех в выходном сигнале сумматора 16.

Блок 19 является составной частью системы дистанционного управления конкретного самолета и предназначен для формирования ее статических характеристик.

Заявляемый к патентованию ОПР по перегрузке по сравнению с прототипом обеспечивает:

- требуемые статические и динамические характеристики комплекса СДУ - ОПР в широком диапазоне изменения высотно-скоростных параметров (за счет использования предложенного комплекса нелинейных и масштабирующих блоков и связей между ними);

- ограничение допустимых значений вертикальной перегрузки при одновременном движении самолета по крену (за счет применения нелинейных блоков 25, 28; блока 26 выделения максимума из двух сигналов, ДУС крена 24, датчика 20 положения РУС по фену и связей между ними);

- выполнение требований летчиков о необходимости резервного запаса по перемещению РУС от максимального значения (при «перетяге» РУС) с целью возможного превышения допустимой перегрузки на определенную величину в критических ситуациях /за счет правильного выбора максимального значения перемещения РУС «на себя» в блоке 5 (120 мм) и величины ограничения сигналов в нелинейном блоке 21 (- 140 мм)/.

Ограничитель предельных режимов полета (ОПР) по перегрузке маневренного самолета, содержащий последовательно соединенные датчик вертикальных перегрузок nу и первый сумматор, последовательно соединенные датчик угловой скорости (ДУС) тангажа ωz и первый дифференцирующий блок, последовательно соединенные блок задания максимального значения перемещения ручки управления самолетом (РУС) «на себя» и второй сумматор, блок формирования допустимых значений вертикальных перегрузок , систему воздушных сигналов (СВС), формирующую сигналы статического давления Pст, динамического скоростного напора qдин, числа м и высоты н полета, второй дифференцирующий блок, последовательно соединенные первый инвертор, первый блок выделения максимума из двух сигналов и первый нелинейный блок, интегратор, блок логики, выход которого соединен с управляющим входом интегратора, а вход - с входом рулевого привода самолета, последовательно соединенные первый масштабирующий блок и третий сумматор, выход которого является выходом ОПР, связанным с входом рулевого привода самолета, датчик перемещения РУС (ДПР) по тангажу , префильтр, блок формирования статических характеристик системы дистанционного управления самолетом, вход которого подключен к выходу ДПР по тангажу , а выход - к входу префильтра, отличающийся тем, что дополнительно содержит ДПР по крену , последовательно соединенные второй нелинейный блок и первый фильтр подавления помех, выход которого соединен с вторым входом второго сумматора, выход ДПР по тангажу подключен к входу второго нелинейного блока, четвертый сумматор, последовательно соединенные ДУС крена, третий нелинейный блок и второй блок выделения максимума из двух сигналов, выход которого подключен к первому инвертирующему входу четвертого сумматора, блок ограничения скорости изменения входного сигнала, через который выход блока формирования допустимых значений вертикальных перегрузок соединен с вторым входом четвертого сумматора, четвертый нелинейный блок, вход которого подключен к выходу ДПР по крену , а выход - к второму входу второго блока выделения максимума из двух сигналов, блок перемножения, пятый сумматор, первый вход которого через блок перемножения подключен к выходу второго сумматора, второй инвертирующий вход пятого сумматора соединен с выходом четвертого сумматора, а выход пятого сумматора подключен к второму входу первого сумматора, последовательно соединенные второй и третий масштабирующие блоки, через которые выход четвертого сумматора подключен к второму входу блока перемножения, пятый нелинейный блок, шестой сумматор, первый вход которого через пятый нелинейный блок соединен с выходом первого дифференцирующего блока, второй вход шестого сумматора подключен к выходу первого сумматора, последовательно соединенные третий дифференцирующий блок и четвертый масштабирующий блок, пятый масштабирующий блок, вход которого подключен к выходу пятого нелинейного блока, второй инвертор, последовательно соединенные шестой нелинейный блок и шестой масштабирующий блок, седьмой масштабирующий блок, вход которого подключен к выходу шестого сумматора, вход второго дифференцирующего блока соединен с выходом второго инвертора, а выход - с входом шестого нелинейного блока, к входу второго инвертора подключен сигнал с выхода префильтра, седьмой сумматор, первый вход которого подключен к выходу пятого масштабирующего блока, второй вход - к выходу четвертого масштабирующего блока, третий вход - к выходу седьмого масштабирующего блока, четвертый вход - к выходу первого сумматора, пятый вход - к выходу шестого масштабирующего блока, выход седьмого сумматора соединен с вторым входом первого блока выделения максимума из двух сигналов, вход третьего дифференцирующего блока соединен с выходом датчика вертикальных перегрузок, восьмой масштабирующий блок, выход которого соединен с вторым входом интегратора, седьмой нелинейный блок, вход которого подключен к выходу первого нелинейного блока, а выход которого - к входам первого и восьмого масштабирующих блоков, девятый масштабирующий блок, через который выход интегратора соединен с вторым входом третьего сумматора, второй фильтр подавления помех, вход и выход которого соединены соответственно с выходом третьего сумматора и с входом первого инвертора.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способу самоорганизующегося многопозиционного наблюдения, контроля и управления полетами пилотируемых и беспилотных авиационных систем. Для реализации способа используют наземную службу контроля и управления за полетом летательных аппаратов, куда передают информацию о трафиках взаимного полета, аэронавигационные данные, пилотажно-навигационные характеристики каждого из летательных аппаратов, их идентификационные номера и координаты и параметры движения, вырабатывают команды управления трафиком полета.

Изобретение относится к сельскохозяйственному машиностроению. Устройство позиционирования наземного мобильного средства (10) при возделывании агрокультур (14) содержит первый блок искусственного зрения, размещенный на наземном мобильном средстве (10), блок обработки видеосигнала, беспилотный летательный аппарат (7), беспилотный дистанционно управляемый вертолет, второй блок искусственного зрения, два блока передачи-приема данных, блок тестирования и управления, блок ориентации в трехмерных координатах.

Изобретение относится к способу беспроводной передачи энергии с одного беспилотного летательного аппарата (БЛА) на другой. Для этого лазерным лучом с одного из БЛА облучают установленный на другом БЛА фотоприемник, который преобразует энергию этого лазерного луча в электрическую для зарядки аккумулятора и/или питания его бортового оборудования, при этом используют не менее двух размещенных цепью БЛА, на каждом из которых устанавливают фокусирующую оптическую систему, при прохождении через которую диаметр лазерного луча уменьшается.

Изобретение относится к транспортным системам. Компьютер и способ смены полосы движения для транспортного средства содержат этапы, на которых оценивают запрошенную смену полосы движения транспортного средства на основании радиуса изгиба текущей полосы движения главного транспортного средства и по меньшей мере одного из ограничения движения транспорта, включающего в себя запрет смены полосы движения, погодного условия и условия наружного освещения и приводят в действие компоненты транспортного средства для выполнения смены полосы движения после определения, что оценка является меньшей, чем предопределенное пороговое значение.

Изобретение относится к управлению положением в пространстве робота. Система определения препятствий движению робота содержит ультразвуковые и инфракрасные датчики, установленные вдоль наружной поверхности робота.

Изобретение относится к способу обследования закрытых подземных выработок с применением беспилотных летательных аппаратов. Для этого для получения разведовательной информации используют не менее трех беспилотных летательных аппаратов (БПЛА), оснащенных полезной нагрузкой для проведения обследований.

Изобретение относится к способу автоматического управления продольным движением летательного аппарата (ЛА). Способ состоим в том, что используют управляющие сигналы, поступающие с датчиков системы измерения параметров полета в вычислительную систему автоматического управления полетом, в которой формируются управляющие сигналы на привод руля высоты таким образом, чтобы обеспечить автоматическую посадку летательного аппарата с заданной высоты снижения до точки плавного касания взлетно-посадочной полосы по кривой быстрейшего спуска - нисходящей ветви брахистохроны, координаты которой вводят в бортовую цифровую вычислительную машину перед подготовкой ЛА к вылету.

Изобретение относится к способу управления беспилотным планирующим летательным аппаратом (БПЛА). Для управления БПЛА формулируют и решают в каждом цикле наведения краевую задачу наведения БПЛА на каждую опорную точку траектории в сопровождающей системе координат с началом на текущем радиус-векторе центра масс БПЛА на высоте, равной высоте следующей опорной точки траектории, при сближении с точкой наведения до расстояния, при котором можно осуществлять разворот в новое направление движения формулируют и решают краевую задачу в прямоугольной целевой системе координат с началом в точке наведения, горизонтально расположенные оси которой в каждом цикле наведения по определенному алгоритму разворачивают в горизонтальной плоскости на малые углы вплоть до окончания разворота траектории БПЛА в направлении движения на очередную опорную точку.

Группа изобретений относится к созданию планировки комнаты. Способ черчения планировки комнаты заключается в следующем.

Изобретение относится к способу управления самолетом комбинированной схемы. Для управления самолетом в систему управления передают сигнал от отклонения рычага управления по тангажу и сигналы по параметрам движения, в системе управления формируют определенным образом управляющие сигналы на переднее и заднее горизонтальное оперение.

Изобретение относится к способу автоматического управления продольным движением летательного аппарата (ЛА). Способ состоим в том, что используют управляющие сигналы, поступающие с датчиков системы измерения параметров полета в вычислительную систему автоматического управления полетом, в которой формируются управляющие сигналы на привод руля высоты таким образом, чтобы обеспечить автоматическую посадку летательного аппарата с заданной высоты снижения до точки плавного касания взлетно-посадочной полосы по кривой быстрейшего спуска - нисходящей ветви брахистохроны, координаты которой вводят в бортовую цифровую вычислительную машину перед подготовкой ЛА к вылету.

Изобретение относится к способу управления самолетом комбинированной схемы. Для управления самолетом в систему управления передают сигнал от отклонения рычага управления по тангажу и сигналы по параметрам движения, в системе управления формируют определенным образом управляющие сигналы на переднее и заднее горизонтальное оперение.

Изобретение относится к аэродинамическому управлению техническими объектами, преимущественно малоразмерными летательными аппаратами (ЛА), совершающими полет с маневрированием на небольших углах атаки и скольжения (например, по прямолинейным или баллистическим траекториям).

Настоящее изобретение относится к способу и взаимодействующей с ним системе управления для торможения левым и правым колесами опоры шасси. Желаемый параметр (L) левого торможения принимается для левого колеса, а желаемый параметр (R) правого торможения принимается для правого колеса.

Система автоматического управления углом крена и ограничения угловой скорости крена летательного аппарата содержит задатчик угла крена, вычислитель автопилота угла крена, алгебраический селектор, сервопривод элеронов летательного аппарата, датчик угла крена летательного аппарата, задатчик максимальной угловой скорости крена, вычислитель автомата ограничения угловой скорости крена, датчик угловой скорости крена летательного аппарата, датчик положения ручки управления летчика, вычислитель максимальной угловой скорости крена, датчик высоты полета, датчик числа М, датчик угла атаки, датчик угла скольжения, датчик положения элеронов, соединенные определенным образом.

Изобретение относится к способу управления многосекционным рулем летательного аппарата. Для управления многосекционным рулем формируют команды управления каждой секцией для обеспечения требуемых моментов.

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.

Ограничитель предельных режимов полета по перегрузке маневренного самолета содержит датчик вертикальных перегрузок nу, семь сумматоров, датчик угловой скорости тангажа ω, три дифференцирующих блока, блок задания максимального значения перемещения ручки управления самолетом «на себя», блок формирования допустимых заданных значений вертикальных перегрузок, систему воздушных сигналов, два инвертора, два блока выделения максимума из двух сигналов, семь нелинейных блоков, интегратор, блок логики, девять масштабирующих блоков, датчик перемещения РУС по тангажу, префильтр, блок формирования статических характеристик системы дистанционного управления самолетом, датчик перемещения РУС по крену, два фильтра подавления помех, ДУС крена ωх, блок ограничения скорости изменения входного сигнала, блок перемножения, соединенные определенным образом. Обеспечивается необходимое быстродействие и перерегулирование процессов выхода самолета на предельно допустимую перегрузку в широком диапазоне изменения высотно-скоростных параметров полета, обеспечиваются ограничения допустимых перегрузок при вращении самолета по крену и возможности превышения допустимых перегрузок при «перетяге» РУС. 4 ил.

Наверх