Адаптивная система управления пилотируемого летательного аппарата в канале крена

Адаптивная система управления пилотируемого летательного аппарата в канале крена содержит датчик положения ручки управления самолетом по крену, датчик угловой скорости крена, систему воздушных сигналов, три фильтра подавления помех, датчик положения ручки управления самолетом по крену, два форсирующих фильтра, датчик положения педалей, целевой фильтр подавления помех, датчик угловой скорости рыскания, датчик линейных ускорений в боковой плоскости, датчик угла атаки, пять масштабирующих блоков, рулевой привод элеронов, рулевой привод руля направления, два сумматора, блок формирования допустимого угла атаки, два блока умножения, два корректирующих блока, соединенные определенным образом. Обеспечивается сохранение удовлетворительной (соответствующей нормативным требованиям) управляемости пилотируемого ЛА по крену во всем диапазоне допустимых углов атаки при выполнении произвольных пространственных маневров. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к системам управления (СУ) пилотируемого летательного аппарата (ЛА) в канале крена.

Основной особенностью управления ЛА в канале крена, приводящей к ухудшению качества управления, обратной реакции по крену и сваливанию является взаимодействие движений рыскания и крена связанное, в частности, с возникновением и увеличением угла скольжения β при отклонении ручки управления самолетом (РУС) по кренупо мере роста угла атаки.

Для устранения этого эффекта используют устройства, позволяющие при одном и том же перемещении РУС по кренуизменять угол отклонения элеронов при изменении угла атаки, т.е. менять передаточный коэффициент от ручки управления по крену к элеронам (Г.С. Бюшгенс, Р.В. Студнев. Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения, Москва. «Машиностроение», 1979 г., с. 312, 313). Подобный подход использован, в частности, в СУ самолетом F-15 (Г.С. Бюшгенс, Р.В. Студнев. Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения, Москва. «Машиностроение», 1979 г., с. 308, рис. 36.1; с. 313, рис. 36.3).

Наиболее близким аналогом по отношению к заявляемой СУ пилотируемым ЛА в боковом движении служит система управления, представленная в работе: Бюшгенс Г.С, Студнев Р.В. Аэродинамика самолета: Динамика продольного и бокового движения. - М.: Машиностроение, 1979, 352 с., с. 308, рис. 36.1.

Данная СУ содержит датчик положения ручки управления самолетом по крену (ДПРγ), датчик угловой скорости крена ω_Х, систему воздушных сигналов (СВС), формирующую сигналы динамического (q_дин) и статического (q_стат) скоростного напора и числа М полета ЛА, первый, второй и третий фильтры подавления помех, вход второго фильтра подавления помех соединен с выходом датчика положения ручки управления самолетом по крену (ДПРγ), форсирующий фильтр, датчик положения педалей (ДПП), выход которого соединен с входом первого фильтра подавления помех, датчик угловой скорости рыскания ω_у, датчик линейных ускорений (ДЛУ) в боковой плоскости, датчик угла атаки (ДУА), первый, второй, третий, четвертый и пятый масштабирующие блоки, рулевой привод элеронов, рулевой привод руля направления, первый сумматор, второй вход которого соединен с выходом первого масштабирующего блока, а выход подключен к входу рулевого привода элеронов, второй сумматор, выход которого подключен к входу рулевого привода руля направления, входы первого масштабирующего блока и пятого масштабирующего блока соединены с выходом датчика угловой скорости крена, вход второго масштабирующего блока подключен к выходу второго фильтра подавления помех, вход и выход третьего масштабирующего блока соединены соответственно с выходом датчика угловой скорости рыскания и с входом форсирующего фильтра, вход и выход четвертого масштабирующего блока подключены соответственно к выходу датчика линейных ускорений и к входу третьего фильтра подавления помех, первый, второй, третий, четвертый и пятый входы второго сумматора соединены соответственно с выходами второго масштабирующего блока, пятого масштабирующего блока, первого фильтра подавления помех, форсирующего фильтра и третьего фильтра подавления помех. Кроме того, в состав СУ включен изменяемый по углу атаки коэффициент усиления сигнала от ручки управления по крену к элеронам К(α). Функциональное назначение всех блоков и работа рассмотренной СУ подробно изложены в работе: Г.С. Бюшгенс, Р.В. Студнев. Аэродинамика самолета: Динамика продольного и бокового движения. - М.: «Машиностроение», 1979, 352 с., с. 309. Заметим только, что рулевая машина и бустер (рис. 36.1) конструктивно совмещены в современных рулевых приводах в единое устройство.

Недостаток данной СУ с переменным по углу атаки передаточным коэффициентом от ручки управления по крену к элеронам K(α) состоит в том, что такое управление позволяет обеспечить оптимальное соотношение между величинами угловой скорости крена и скольжения при управлении в канале крена только для квазиустановившихся режимов полета и ограниченного числа вариантов внешней нагрузки с близкими аэродинамическими характеристиками. Эти режимы характеризуются малым изменением угла атаки и числа М при выполнении маневра, когда предыстория маневра не играет существенной роли. Примером такого маневра может служить выполнение «бочки». Иная картина наблюдается в пространственных маневрах с интенсивным изменением фазовых координат не только в боковом, но и в продольном движении. Примером такого маневра является т.н. «диагональная дача», когда отклонение РУС производится и по тангажу, и по крену. При таком маневрировании характер движения самолета меняется в зависимости от последовательности перемещения РУС в каждом из каналов управления (по крену и тангажу) и от степени одновременности действий пилота между каналами. Выполнение таких маневров характеризуется «накоплением» угла скольжения, величина которого в конечной фазе траектории в окрестности максимально допустимого угла атаки существенно превышает угол скольжения, который может быть достигнут на этом же угле атаки при квазиустано-вившемся маневре с вращением по крену без значительного изменения угла атаки. В этом случае существующее регулирование передаточного коэффициента в канале крена, как показывают летные испытания, не обеспечивает уменьшение «тормозящего» угла скольжения до уровня, который позволяет сохранить управляемость в канале крена. Происходит остановка вращения или даже обратная реакция по крену, что недопустимо. Степень нестационарности продольного движения в пространственном маневре определяется темпом изменения угла атаки, который пропорционален скорости и величине отклонения ручки управления по тангажу. При наличии высокой угловой скорости тангажа (ω_z≥10÷15°/сек), т.е. при высокой скорости увеличения угла атаки, скорость отклонения элеронов рулевым приводом оказывается недостаточной для того, чтобы перевести элероны, отклоненные на большой угол, соответствующий предельным значениям перемещения , в новое положение, соответствующее новому значению передаточного коэффициента K(α), зависящего от текущего значения угла атаки. В результате такого несоответствия потребного и фактического значения угла отклонения элеронов усугубляются негативные тенденции, характерные для пространственного движения ЛА, описанные выше. Кроме того, существенное разнообразие в изменение параметров пространственного движения вносит наличие внешних подвесок, значительно изменяющих аэродинамические характеристики ЛА.

Техническим результатом, достигаемым в заявляемой адаптивной системе управления пилотируемого летательного аппарата в канале крена, является сохранение удовлетворительной (соответствующей нормативным требованиям) управляемости пилотируемого ЛА по крену во всем диапазоне допустимых углов атаки при выполнении произвольных пространственных маневров.

Заявленный результат достигается тем, что СУ дополнительно содержит блок формирования допустимого угла атаки, блок умножения, выход которого соединен с первым входом первого сумматора, первый корректирующий блок, второй корректирующий блок, выход которого подключен к первому входу первого корректирующего блока, второй вход которого соединен с выходом СВС по сигналу числа М, первый и второй входы блока умножения соединены соответственно с выходами второго фильтра подавления помех и первого корректирующего блока, первый, второй, третий, четвертый и пятый входы второго корректирующего блока соединены соответственно с выходом блока формирования допустимого угла атаки, с выходами СВС по сигналам q_дин и числа М, с выходом ДУА и с выходом датчика угловой скорости крена ω_Х. При этом из состава СУ исключен изменяемый по углу атаки коэффициент усиления сигнала от ручки управления по крену к элеронам K(α), имеющийся в системе-прототипе.

Первый корректирующий блок представляет собой нелинейный коэффициент передачи, изменяемый в зависимости от сигнала числа М полета с выхода СВС и сигнала α_бк выхода второго корректирующего блока и имеющий, в частности вид, представленный на фиг. 2.

Второй корректирующий блок содержит второй форсирующий фильтр, третий, четвертый, пятый, шестой и седьмой сумматоры, первый, второй, третий, четвертый и пятый нелинейные блоки, второй блок умножения, первый, второй и третий ключи, блок формирования сигналов управления первым (сигнал "Н/С"), вторым (сигнал "шв ИЛИ (q_дин>q_дин1)" и третьим (сигнал "АБСП=1 И ШУ") ключами, первые входы третьего и пятого сумматоров и вход второго форсирующего фильтра подключены к выходу ДУА, второй вход третьего сумматора подключен к выходу блока формирования допустимого угла атаки, входы первого, второго и третьего нелинейных блоков соединены соответственно с выходом СВС по сигналу числа М, с выходом третьего сумматора и с выходом датчика угловой скорости крена ω_Х, входы четвертого и пятого нелинейных блоков соединены с выходом второго форсирующего фильтра, первый и второй входы второго блока умножения подключены соответственно к выходам второго и пятого нелинейных блоков, выход четвертого сумматора через нормально замкнутые контакты второго ключа соединен с вторым входом пятого сумматора, первый и второй входы четвертого сумматора подключены соответственно к выходам четвертого нелинейного блока и второго блока умножения, выход пятого сумматора соединен с первыми входами шестого и седьмого сумматоров, выход первого нелинейного блока через нормально разомкнутые контакты ключа соединен с вторым входом шестого сумматора, выход третьего нелинейного блока соединен с вторым входом седьмого сумматора, выходы шестого и седьмого сумматоров подключены соответственно к нормально замкнутым и нормально разомкнутым контактам третьего ключа, выход которого является выходом второго корректирующего блока, при этом управляющие входы первого, второго и третьего ключей соединены с соответствующими выходами "Н/С", "шв ИЛИ (q_дин>q_дин1)" и "АБСП=1 И ШУ" блока формирования сигналов.

Положительный эффект достигается за счет введения в СУ адаптивного передаточного коэффициента от ручки управления по крену к элеронам. С помощью этого адаптивного передаточного коэффициента изменяется величина отклонения элерона не только пропорционально изменению угла атаки, но и в зависимости от числа М полета, интенсивности пространственного движения и конфигурации ЛА, определяемой той или иной совокупностью внешних подвесных грузов. Тем самым обеспечивается сохранение величины возникающего угла скольжения в пределах, гарантирующих удовлетворительную поперечную управляемость.

Адаптивность передаточного коэффициента от ручки управления по крену к элеронам достигается за счет введения дополнительной коррекции величины этого передаточного коэффициента от числа М полета. Кроме того, в передаточном коэффициенте в качестве аргумента используется прогнозируемое значение угла атаки, зависящее как от замеренного текущего значения угла атаки, так и от скорости изменения этого параметра, числа М полета, угловой скорости крена и конфигурации ЛА. При выполнении пространственного маневра с высокой скоростью изменения угла атаки в сочетании с большим отклонением ручки управления по крену, вызывающих интенсивное торможение ЛА, происходит своевременное и соответствующее текущим значениям параметров полета изменение передаточного коэффициента от ручки управления по крену к элеронам. Это изменение обеспечивает оптимальное отклонение элеронов при выполнении пространственного маневра для сохранения величины возникающего угла скольжения в пределах, гарантирующих удовлетворительную поперечную управляемость.

Сущность изобретения поясняется следующими графическими изображениями:

на фиг. 1 изображена адаптивная система управления пилотируемого летательного аппарата в канале крена;

на фиг. 2 приведена структура первого корректирующего блока (график изменения переменного коэффициента передачи в зависимости от числа М полета и сигнала с выхода второго корректирующего блока);

на фиг. 3 показана структура второго корректирующего блока.

На фиг. 1-3 использованы следующие обозначения:

1 - датчик положения РУС по крену (ДПРγ);

2 - датчик угловой скорости крена (ДУС_ωх);

3 - система воздушных сигналов (СВС);

4, 5, 6 - первый, второй и третий фильтры подавления помех;

7 - первый форсирующий фильтр;

8 - датчик положения педалей (ДПП);

9 - датчик угловой скорости рыскания (ДУС_ωу);

10 - датчик линейных ускорений (ДЛУ) в боковой плоскости движения самолета;

11 - датчик угла атаки (ДУА);

12, 13, 14, 15, 16 - соответственно первый, второй, третий, четвертый и пятый масштабирующие блоки;

17 - рулевой привод элеронов ;

18 - рулевой привод руля направления ;

19, 20 - первый и второй сумматоры;

21 - блок формирования допустимого угла атаки;

22 - первый блок умножения;

23, 24 - первый и второй корректирующие блоки;

25 - второй форсирующий фильтр;

26, 27, 28, 29, 30 - соответственно третий, четвертый, пятый, шестой и седьмой сумматоры;

31, 32, 33, 34, 35 - соответственно первый, второй, третий, четвертый и пятый нелинейные блоки;

36 - второй блок умножения;

37, 38, 39 - соответственно первый, второй и третий ключи;

40 - блок формирования сигналов управления ключами;

КБ1 - первый корректирующий блок;

КБ2 - второй корректирующий блок;

- сигнал с выхода датчика перемещения РУС по крену;

ω_Х - сигнал с выхода ДУС крена;

q_дин, q_стат, М - сигналы динамического и статического скоростного напора и числа М полета с соответствующих выходов СВС;

Х_П - сигнал перемещения педалей;

ω_у - сигнал угловой скорости рыскания;

n_Z - сигнал перегрузки в боковом канале;

α - сигнал угла атаки;

β -угол скольжения;

δ_Э - угол отклонения элеронов;

δ_Н - угол отклонения руля направления;

t - текущее время;

α_доп - допустимое значение угла атаки;

Kх(М, α_бк) - передаточный коэффициент первого корректирующего блока 23;

KΔα - передаточный коэффициент второго нелинейного блока 32;

K_2α - коэффициент, корректирующий уровень перекрестной связи между каналами крена и рыскания по углу атаки;

- коэффициент, дополнительно корректирующий уровень перекрестной связи между каналами крена и рыскания;

K_ωх, K_ωу, K_nz - коэффициенты передачи сигналов ω_Х, ω_y, n_Z на рулевые приводы;

α_H1÷α_H4, α_K1÷α_K4 - опорные значения углов атаки (α_бк для формирования вычисления текущего значения передаточного числа в первом корректирующем блоке;

М_бк1÷М_бк4 - опорные значения чисел М полета для формирования вычисления текущего значения передаточного числа в первом корректирующем блоке;

M₁÷M₂ - опорные значения чисел М полета для формирования поправки величины α_бк при наличии несимметричной подвески внешнего груза;

Δα_Н/С - передаточный коэффициент первого нелинейного блока 31;

Δα₁, Δα₂ - опорное значение приращения угла атаки для формирования поправки для величины α_бк при наличии углового ускорения в изменении угла атаки;

АБСП=1- признак наличия грузов специального назначения;

ΔαАБСП - передаточный коэффициент третьего нелинейного блока 33;

ω₁÷ω₄ - опорные значения угловой скорости крена для формирования поправки величины α_бк при наличии вращения по крену ЛА с внешней подвеской грузов АБСП;

Δα₃, Δα₄ - опорные значения приращений угла атаки для формирования поправки величины абк при наличии вращения по крену ЛА с внешней подвеской грузов АБСП;

ШВ - признак выпущенного положения шасси;

ШУ - признак убранного положения шасси;

q_дин>q_дин1 - признак превышения текущего значения динамического скоростного напора q_дин над заданной величиной q_дин1;

н/с - признак наличия несимметричной подвески.

Адаптивная система управления (СУ) пилотируемого летательного аппарата в канале крена, содержащая датчик 1 положения ручки управления самолетом по крену (ДПРγ), датчик 2 угловой скорости крена ω_Х, систему 3 воздушных сигналов (СВС), формирующую сигналы динамического (q_дин) и статического (q_стат) скоростного напора и числа М полета летательного аппарата, первый 4, второй 5 и третий 6 фильтры подавления помех, вход второго фильтра подавления помех 5 соединен с выходом датчика 1 положения ручки управления самолетом по крену (ДПРγ), форсирующий фильтр 7, датчик 8 положения педалей (ДПП), выход которого соединен с входом первого фильтра 4 подавления помех, датчик 9 угловой скорости рыскания соу, датчик 10 линейных ускорений (ДЛУ) в боковой плоскости, датчик 11 угла атаки (ДУА), первый 12, второй 13, третий 14, четвертый 15 и пятый 16 масштабирующие блоки, рулевой привод элеронов 17, рулевой привод руля направления 18, первый сумматор 19, второй вход которого соединен с выходом первого 12 масштабирующего блока, а выход подключен к входу рулевого привода элеронов 17, второй сумматор 20, выход которого подключен к входу рулевого привода руля направления 18, входы первого масштабирующего блока 12 и пятого масштабирующего блока 16 соединены с выходом датчика 2 угловой скорости крена, вход второго масштабирующего блока 13 подключен к выходу второго фильтра подавления помех 5, вход и выход третьего масштабирующего блока 14 соединены соответственно с выходом датчика угловой скорости рыскания 9 и с входом форсирующего фильтра 7, вход и выход четвертого масштабирующего блока 15 подключены соответственно к выходу датчика линейных ускорений 10 и к входу третьего фильтра подавления помех 6, первый, второй, третий, четвертый и пятый входы второго сумматора 20 соединены соответственно с выходами второго масштабирующего блока 13, пятого масштабирующего блока 16, первого фильтра подавления помех 4, форсирующего фильтра 7 и третьего фильтра подавления помех 6. Дополнительно СУ содержит блок формирования допустимого угла атаки 21, блок умножения 22, выход которого соединен с первым входом первого сумматора 19, первый корректирующий блок 23, второй корректирующий блок 24, выход которого подключен к первому входу первого корректирующего блока 23, второй вход которого соединен с выходом СВС 3 по сигналу числа М, первый и второй входы блока умножения 22 соединены соответственно с выходами второго фильтра подавления помех 5 и первого корректирующего блока 23, первый, второй, третий, четвертый и пятый входы второго корректирующего блока 24 соединены соответственно с выходом блока формирования допустимого угла атаки 21, с выходами СВС 3 по сигналам q_дин и числа М, с выходом ДУА 11 и с выходом датчика 2 угловой скорости крена ω_Х.

Первый корректирующий блок 23 представляет собой нелинейный коэффициент передачи, изменяемый в зависимости от сигнала числа М полета с выхода СВС 3 и сигнала α_бк с выхода второго корректирующего блока 24 и имеющий, в частности вид, представленный на фиг. 2.

Второй корректирующий блок 24 содержит второй форсирующий фильтр 25, третий 26, четвертый 27, пятый 28, шестой 29 и седьмой 30 сумматоры, первый 31, второй 32, третий 33, четвертый 34 и пятый 35 нелинейные блоки, второй блок умножения 36, первый 37, второй 38 и третий 39 ключи, блок 40 формирования сигналов управления первым ключом 37 (сигнал "Н/С"), вторым ключом 38 (сигнал "шв ИЛИ (q_дин>q_дин1)" и третьим ключом 39 (сигнал "АБСП=1 И ШУ"), первые входы третьего 26 и пятого 28 сумматоров и вход второго форсирующего фильтра 25 подключены к выходу ДУА 11, второй вход третьего сумматора 26 подключен к выходу блока формирования допустимого угла атаки 21, входы первого 31, второго 32 и третьего 33 нелинейных блоков соединены соответственно с выходом СВС 3 по сигналу числа М, с выходом третьего сумматора 26 и с выходом датчика 2 угловой скорости крена ω_Х, входы четвертого 34 и пятого 35 нелинейных блоков соединены с выходом второго форсирующего фильтра 25, первый и второй входы второго блока умножения 36 подключены соответственно к выходам второго 32 и пятого 35 нелинейных блоков, выход четвертого сумматора 27 через нормально замкнутые контакты второго ключа 38 соединен с вторым входом пятого сумматора 28, первый и второй входы четвертого сумматора 27 подключены соответственно к выходам четвертого нелинейного блока 34 и второго блока умножения 36, выход пятого сумматора 28 соединен с первыми входами шестого 29 и седьмого 30 сумматоров, выход первого нелинейного блока 31 через нормально разомкнутые контакты ключа 37 соединен с вторым входом шестого сумматора 29, выход третьего нелинейного блока 33 соединен с вторым входом седьмого сумматора30, выходы шестого 29 и седьмого 30 сумматоров подключены соответственно к нормально замкнутым и нормально разомкнутым контактам третьего ключа 39, выход которого является выходом второго корректирующего блока 24, при этом управляющие входы первого 37, второго 38 и третьего 39 ключей соединены с соответствующими выходами "Н/С", "ШВ ИЛИ (q_дин>q_дин1)" И "АБСП=1 И ШУ") блока формирования сигналов 40.

Адаптивная система управления пилотируемого летательного аппарата в канале крена работает следующим образом.

При перемещении РУС по крену датчик положения РУС по крену 1 передает замеренное значение перемещения на вход второго фильтра 5 вида , который за счет соответствующего выбора постоянной времени Т₂, согласует скорость изменения сигнала с располагаемой скоростью рулевого привода элеронов 17. Полученный сигнал с выхода второго фильтра подавления помех 5 поступает на вход второго масштабирующего блока 13. Этот блок в зависимости от текущего значения угла атаки, замеренного датчиком 11, формирует значение угла отклонения руля направления, соответствующего перемещению , для формирования перекрестной связи между каналом крена и каналом рыскания с целью минимизации угла скольжения, возникающего при управлении ЛА в канале крена. Полученный на выходе блоке 13 сигнал направляется на первый вход второго сумматора 20.

При наличии движения ЛА по крену замеренный датчиком 2 сигнал угловой скорости крена сох направляется на вход пятого масштабирующего блока 16. В этом блоке по сигналам динамического и статического давления из СВС 3 и угла атаки с датчика 11 формируется значение угла отклонения руля направления, предназначенное для формирования перекрестной связи между каналом крена и каналом рыскания с целью корректировки угла скольжения в зависимости от величины угловой скорости крена. Полученный сигнал с выхода пятого масштабирующего блока 16 направляется на второй вход второго сумматора 20.

При отклонении педали в процессе выполнения маневра ЛА полученный сигнал х_п с датчика положения педалей 8 поступает на вход первого фильтра подавления помех 4 вида , который за счет соответствующего выбора постоянной времени Т₄, согласует скорость изменения положения педалей с располагаемой скоростью рулевого привода руля направления 18. Сигнал с выхода первого фильтра подавления помех 4 подается на третий вход второго сумматора 20.

При развитии в процессе движения ЛА угловой скорости рыскания ω_у ее величина замеряется датчиком 9, сигнал с выхода которого направляется на вход третьего масштабирующего блока 14. Коэффициент усиления этого блока представляет собой передаточное число демпфера рыскания. Сигнал с выхода третьего масштабирующего блока 14 направляется на вход форсирующего фильтра 7 вида . Сигнал с выхода этого фильтра поступает на четвертый вход второго сумматора 20. Блоки 14 и 7 образуют так называемый «виражный механизм», обеспечивающий демпфирование в канале рыскания при выполнении неустановившихся маневров.

При развитии в процессе движения ЛА боковой перегрузки ее величина замеряется датчиком 10, сигнал с выхода которого направляется на вход четвертого масштабирующего блока 15. Коэффициент усиления этого блока представляет собой передаточное число автомата устойчивости пути. Сигнал с выхода четвертого масштабирующего блока 15 направляется на вход третьего фильтра подавления помех 6 вида , который позволяет ослабить («срезать») высокочастотную составляющую входного сигнала. Полученный выходной сигнал из фильтра подавления помех 6 поступает на пятый вход второго сумматора 20. Результирующая сумма сигналов с выхода второго сумматора 20, представляющая собой управляющее значение угла отклонения руля направления, поступает на вход привода руля направления 18, который отклоняет руль направления, обеспечивая тем самым управление в канале рыскания.

Сигнал с выхода второго фильтраподавленияпомех5 поступает на первый вход блока умножения 22. Этот блок предназначен для формирования на выходе управляющего воздействия в канале крена за счет перемножения первого входного сигнала с выхода второго фильтра подавления помех 5 и второго входного сигнала, поступающего с выхода первого корректирующего блока 23. Последний блок представляет собой передаточный коэффициент, зависящий от числа М полета и управляющего значения сигнала угла атаки α_бк.

Сигнал допустимого угла атаки из блока 21, сигналы динамического давления и числа М полета из блока СВС 3, сигнал с датчика угла атаки 11 и сигнал текущего значения угловой скорости крена ω_Х с выхода датчика 2 поступают на входы с первого по пятый второго корректирующего блока 24. Этот блок формирует сигнал текущего значения α_бк, который поступает на первый вход первого корректирующего блока 23. На второй вход первого корректирующего блока 23 поступает сигнал текущего значения числа М полета из СВС 3. Первый корректирующий блок 23 формирует передаточное число Kх(М, α_бк). Скорректированный таким образом сигнал отклонения РУС по крену , сформированный на выходе блока умножения 22, подается на первый вход первого сумматора 19.

При развитии в процессе движения ЛА угловой скорости крена ω_X ее величина замеряется датчиком 2. Сигнал с выхода этого датчика направляется на вход первого масштабирующего блока 12. Коэффициент усиления этого блока представляет собой передаточное число демпфера крена. Полученный сигнал с выхода блока 12, соответствующий углу отклонения элеронов для обеспечения демпфирования в канале крена, поступает на второй вход первого сумматора 19.Суммарный сигнал с выхода первого сумматора 19 поступает на вход привода элеронов 17, который, отклоняя элероны, осуществляет управление ЛА в канале крена.

Рассмотрим подробнее работу второго корректирующего блока 24. Данный блок предназначен для формирования сигнала α_бк, оказывающего влияние на величину передаточного числа Kх(М, α_бк) в первом корректирующем блоке 23 таких факторов, как текущий угол атаки и скорость его изменения, характер продольного движения (квазиустановившийся или нестационарный пространственный маневр), а так же изменение конфигурации ЛА. Степень стационарности продольного движения ЛА можно оценить величиной производной угла атаки по времени dα/dt. При малых значениях dα/dt ЛА имеет форму бокового движения, соответствующую квазиустановившейся. В этом случае передаточное число Kх(М, α_бк) должно соответствовать текущему значению угла атаки. При существенных значениях dα/dtв сочетании с боковым движением имеет место пространственный маневр. В этом случае следует ввести такое упреждение на текущее значение угла атаки, чтобы с учетом конечной скорости отклонения привода элеронов, обеспечить своевременное изменение угла отклонения элеронов в оптимальное положение при неизменном отклонении ручки .

Сигнал текущего значения угла атаки с датчика 11 поступает на четвертый вход второго корректирующего блока 24.

Во-первых, этот сигнал направляется на вход второго форсирующего фильтра 25 вида . Постоянная времени Т₂₅ выбрана так, что обеспечивается получение на выходе форсирующего блока 25 сигнала, близко соответствующего текущему значению скорости изменения угла атаки dα/dt. С выхода второго форсирующего фильтра 25 сигнал поступает на вход четвертого нелинейного блока 34, где происходит усиление входного положительного сигнала так, что на выходе блока 34 образуется необходимое опережение для угла атаки в процессе выполнения маневра с возрастанием угла атаки для того, чтобы скорректировать текущее значение угла атаки с целью обеспечения своевременного перестроения угла отклонения элеронов при выполнении пространственного маневра. Сигнал опережения угла атаки с выхода четвертого нелинейного блока 34 поступает на первый вход четвертого сумматора 27. Одновременно сигнал dα/dtc выхода форсирующего блока 25 поступает на вход пятого нелинейного блока 35, где производится усиление входного отрицательного сигнала так, что на выходе блока 35 образуется необходимое опережение для угла атаки в процессе выполнения маневра с уменьшением угла атаки для того, чтобы скорректировать текущее значение угла атаки с целью обеспечения своевременного перестроения угла отклонения элеронов при выполнении пространственного маневра. Сигнал опережения угла атаки с выхода пятого нелинейного блока 35 поступает на второй вход второго блока умножения 36.

Во-вторых, сигнал текущего значения угла атаки с датчика 11 поступает на первый вход третьего сумматора 26 и вычитается из сигнала текущего значения максимального допустимого угла атаки α_доп, сформированного на выходе блока 21 и направленного на второй вход третьего сумматора 26. Сигнал рассогласования Δα между текущим и максимально допустимым значениями угла атаки, образующийся на выходе третьего сумматора 27, корректируется по величине во втором нелинейном блоке 32, после чего подается на первый вход второго блока умножения 36. Во втором нелинейном блоке 32 формируется коэффициент усиления KΔα, который принимает значение KΔα=1 при Δα≤Δα₁ и линейно уменьшается до KΔα=0 при Δα≥Δα₂. Величина Δα₁ составляет 2°÷3°. Если величина Δα≤Δα₁, то на выходе второго блока умножения 36 формируется сигнал, который равен сформированному опережению dα/dt на отрицательной ветке формирования сигнала dα/dt. В этом случае полученное значение сигнала dα/dt с выхода пятого нелинейного блока 35 подается на второй вход четвертого сумматора 27 с противоположным знаком, что исключает возможность уменьшения значения α_бк до величины, меньшей, чем текущее значение угла атаки а в окрестностях допустимого угла атаки α_доп. Вне переходной зоны, т.е. в зоне со значениями Δα≥Δα₂, когда текущие значения угла атаки достаточно удалены от α_доп, где KΔα=0, опережение по сигналу dα/dt≤0 при вычислении α_бк исключается и сигнал α_бк=α.

Полученное опережение по сигналу dα/dt из четвертого сумматора 27 попадает на второй ключ 38 и проходит далее на второй вход пятого сумматора 28 при наличии соответствующих условий сохранения замкнутости цепи четвертый сумматор 27 → второй ключ 38 → пятый сумматор 28. Это следующие условия: полетная конфигурация ЛА, т.е. отсутствие сигнала ШВ - «шасси выпущено» с датчика положения, установленного на основной стойке шасси, и выполнение условия q_дин≤q_дин1 по значениям q_дин из СВС 3, т.е. полете ЛА на режимах по скорости (скоростному напору), где возможен выход на предельно допустимые значения угла атаки α_доп.

Далее, на первый вход пятого сумматора 28 поступает сигнал текущего значения угла атаки α с выхода датчика 11, где складывается с полученным сигналом опережения с выхода второго ключа 38. Сигнал полученного значения α_бк с выхода пятого сумматора 28 поступает на первые входы шестого 29 и седьмого 30 сумматоров.

Следует учесть, что несимметричная установка грузов под крылом ЛА на больших углах атаки может провоцировать потерю управляемости и «сваливание» на более ранних углах атаки, чем при симметричной конфигурации ЛА, особенно на больших дозвуковых числах М. Следовательно, для несимметричной конфигурации ЛА с специальным типом грузов для использования на больших углах атаки, следует предусмотреть дополнительную корректировку значения α_бк для исключения избыточного отклонения элеронов для данной конфигурации. В предлагаемой СУ вышеуказанная коррекция осуществляется следующим образом. Сигнал текущего значения числа М с выхода блока СВС 3 поступает на вход первого нелинейного блока 31, где формируется сигнал поправки Δα_н/с, которая учитывает влияние несимметричной установки грузов в зависимости от числа М полета. Эта поправка начинает формироваться в диапазоне опорных значений М₁÷М₂, характерных для конкретного ЛА. С выхода первого нелинейного блока 31 сигнал поправки Δα_н/с поступает на нормально разомкнутые контакты первого ключа 37, контакты которого замыкаются по разовой команде "Н/С", поступающей из блока формирования сигналов управления ключами 40 только при наличии несимметричной подвески грузов. В случае замыкания контактов первого ключа 37 сигнал поправки Δα_н/с поступает на второй вход шестого сумматора 29. Сигнал α_бк0 с выхода пятого сумматора 28, скорректированный в шестом сумматоре 29 в случае несимметричной установки грузов, поступает на первый вход третьего ключа 39, через замкнутые контакты которого скорректированное значение сигнала α_бк направляется на первый вход первого корректирующего блока 23.

При наличии признака АБСП диапазон используемых углов атаки уменьшается из-за значительного негативного влияния таких грузов на аэродинамические характеристики ЛА. Соответственно возникает необходимость ранней, по сравнению с ЛА без признака АБСП, коррекции передаточного числа в первом корректирующем блоке 23 для приведения в соответствие поперечной управляемости ЛА и его боковых аэродинамических характеристик. Эта коррекция может быть представлена в виде эквидистантного сдвига характеристик блока 23, соответствующего углу атаки α_бк для ЛА без признака АБСП, который смещен на величину Δα₄ при наличии вращения по крену. Следует учесть, что в случае большой массы специальных грузов (признак АБСП) при их несимметричной подвеске расход органов управления ЛА для поперечной балансировки может быть существенно больше, чем реализуемый с учетом передаточного числа из первого корректирующего блока 23, которое скорректировано с учетом смещения Δα₄ для получения удовлетворительной управляемости при вращении по крену. Потребный передаточный коэффициент блока 23 из условия обеспечения удовлетворительной балансировки при несимметричной подвеске грузов (признак АБСП) может быть выражен смещением величины сигнала α_бк на Δα₃ (по аналогии со смещением Δα₄). В предлагаемой СУ эти противоречивые требования совмещаются следующим образом.

Сигнал ω_Х с выхода ДУС_ωx 2 поступает на вход третьего нелинейного блока 33. В случае, когда величина сигнала ωх по абсолютной величине остается меньше порогового значения |ω₁|=ω₂, где ω₁=5°/сек ÷ 10°/сек, т.е. движение приближенно можно рассматривать как сбалансированное в канале крена, с выхода третьего нелинейного блока 33 в СУ поступает сигнал смещения Δα_АБСП=Δα₃, позволяющий реализовать через передаточное число из первого корректирующего блока 23 управляемость, достаточную для поперечной балансировки при возможной несимметричной подвески грузов (признак АБСП). При увеличении угловой скорости крена в третьем нелинейном блоке 33 происходит линейная коррекция смещения. В случае превышения уровня угловой скорости крена |ω₃|=ω₄ (ω₃=20°/сек ÷ 30°/сек) из блока 33 далее в СУ поступает величина Δα_АБСП=Δα₄, которая обеспечивает формирование передаточного числа в блоке 24, соответствующего оптимальному уровню управляемости при вращении по крену. Полученная величина Δα_АБСП поступает на второй вход седьмого сумматора 30. На выходе этого сумматора формируется сигнал поправки величины α_бк, учитывающий особенности, связанные с установкой специальных грузов (признак АБСП). Сигнал с выхода седьмого сумматора 30 поступает на второй вход третьего ключа 39. При наличии признака АБСП=1, который формируется в блоке формирования сигналов управления ключами 40, контактная группа ключа 39 переходит в положение замыкания выхода ключа с вторым его входом. Скорректированный сигнал α_бк с выхода четвертого ключа 39, учитывающий наличие специальных грузов (признак АБСП), направляется на первый вход первого корректирующего блока 23.

Таким образом, использование первого 23 и второго 24 корректирующих блоков с предложенной их структурой построения, блока умножения 22, датчика 11 текущего угла атаки и блока формирования допустимого угла атаки 21, а так же сформированных связей между блоками и датчиками обеспечивает свойство адаптивности СУ ЛА в канале крена.

1. Адаптивная система управления (СУ) пилотируемого летательного аппарата в канале крена, содержащая датчик положения ручки управления самолетом по крену (ДПРγ), датчик угловой скорости крена ω_Х, систему воздушных сигналов (СВС), формирующую сигналы динамического (q_дин) и статического (q_стат) скоростного напора и числа М полета летательного аппарата (ЛА), первый, второй и третий фильтры подавления помех, вход второго фильтра подавления помех соединен с выходом датчика положения ручки управления самолетом по крену (ДПРγ), форсирующий фильтр, датчик положения педалей (ДПП), выход которого соединен с входом первого фильтра подавления помех, датчик угловой скорости рыскания ω_У, датчик линейных ускорений (ДЛУ) в боковой плоскости, датчик угла атаки (ДУА), первый, второй, третий, четвертый и пятый масштабирующие блоки, рулевой привод элеронов, рулевой привод руля направления, первый сумматор, второй вход которого соединен с выходом первого масштабирующего блока, а выход подключен к входу рулевого привода элеронов, второй сумматор, выход которого подключен к входу рулевого привода руля направления, входы первого масштабирующего блока и пятого масштабирующего блока соединены с выходом датчика угловой скорости крена, вход второго масштабирующего блока подключен к выходу второго фильтра подавления помех, вход и выход третьего масштабирующего блока соединены соответственно с выходом датчика угловой скорости рыскания и с входом форсирующего фильтра, вход и выход четвертого масштабирующего блока подключены соответственно к выходу датчика линейных ускорений и к входу третьего фильтра подавления помех, первый, второй, третий, четвертый и пятый входы второго сумматора соединены соответственно с выходами второго масштабирующего блока, пятого масштабирующего блока, первого фильтра подавления помех, форсирующего фильтра и третьего фильтра подавления помех, отличающаяся тем, что СУ дополнительно содержит блок формирования допустимого угла атаки, блок умножения, выход которого соединен с первым входом первого сумматора, первый корректирующий блок, второй корректирующий блок, выход которого подключен к первому входу первого корректирующего блока, второй вход которого соединен с выходом СВС по сигналу числа М, первый и второй входы блока умножения соединены соответственно с выходами второго фильтра подавления помех и первого корректирующего блока, первый, второй, третий, четвертый и пятый входы второго корректирующего блока соединены соответственно с выходом блока формирования допустимого угла атаки, с выходами СВС по сигналам q_дин числа М, с выходом ДУА и с выходом датчика угловой скорости крена ω_Х.

2. Адаптивная система управления пилотируемого летательного аппарата в канале крена по п. 1, отличающаяся тем, что первый корректирующий блок представляет собой нелинейный коэффициент передачи, изменяемый в зависимости от сигнала числа М полета с выхода СВС и сигнала α_бк выхода второго корректирующего блока и имеющий, в частности, вид, представленный на фиг.1.

3. Адаптивная система управления пилотируемого летательного аппарата в канале крена по п. 1, отличающаяся тем, что второй корректирующий блок содержит второй форсирующий фильтр, третий, четвертый, пятый, шестой и седьмой сумматоры, первый, второй, третий, четвертый и пятый нелинейные блоки, второй блок умножения, первый, второй и третий ключи, блок формирования сигналов управления первым (сигнал "Н/С"), вторым (сигнал "ШВ ИЛИ (q_дин>q_дин1)" и третьим (сигнал "АБСП=1 И ШУ") ключами, первые входы третьего и пятого сумматоров и вход второго форсирующего фильтра подключены к выходу ДУА, второй вход третьего сумматора подключен к выходу блока формирования допустимого угла атаки, входы первого, второго и третьего нелинейных блоков соединены соответственно с выходом СВС по сигналу числа М, с выходом третьего сумматора и с выходом датчика угловой скорости крена ω_Х, входы четвертого и пятого нелинейных блоков соединены с выходом второго форсирующего фильтра, первый и второй входы второго блока умножения подключены соответственно к выходам второго и пятого нелинейных блоков, выход четвертого сумматора через нормально замкнутые контакты второго ключа соединен с вторым входом пятого сумматора, первый и второй входы четвертого сумматора подключены соответственно к выходам четвертого нелинейного блока и второго блока умножения, выход пятого сумматора соединен с первыми входами шестого и седьмого сумматоров, выход первого нелинейного блока через нормально разомкнутые контакты ключа соединен с вторым входом шестого сумматора, выход третьего нелинейного блока соединен с вторым входом седьмого сумматора, выходы шестого и седьмого сумматоров подключены соответственно к нормально замкнутым и нормально разомкнутым контактам третьего ключа, выход которого является выходом второго корректирующего блока, при этом управляющие входы первого, второго и третьего ключей соединены с соответствующими выходами "Н/С", "ШВ ИЛИ (q_дин>q_дин1)" и "АБСП=1 И ШУ блока формирования сигналов управления ключами.