Система управління швидкістю літака

Реферат: Система управління швидкістю літака містить у своєму складі послідовно з'єднані задатчик швидкості, перший суматор, підсилювач датчика швидкості, другий суматор, інтегратор, авіадвигун, акселерометр та блок динаміки літака. Містить перший, другий, третій, четвертий фільтри, перший, другий, третій ключі, блок діагностики та блок диференціювання. UA 117707 U (54) СИСТЕМА УПРАВЛІННЯ ШВИДКІСТЮ ЛІТАКА UA 117707 U UA 117707 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 Корисна модель належить до авіаційної техніки, а саме до систем стабілізації швидкості руху літака. Відома система астатичного регулювання швидкості літака. (Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами.: "Машиностроение", 1973, 506 с.; див. стор. 155, рис. 4.14), що у своему складі містить задатчик швидкості, вихід якого з'єднаний з першим входом першого суматора, вихід якого через підсилювач датчика швидкості з'єднаний з першим входом другого суматора, вихід якого через інтегратор з'єднаний з входом авіадвигуна, вихід якого з'єднаний з входом блока динаміки літака, вихід якого з'єднаний з другим входом першого суматора і через акселерометр з'єднаний з другим входом другого суматора. Дана система взята як найближчий аналог. Недоліками цієї системи є недостатня надійність і точність стабілізації швидкості літака при наявності завад у вихідних сигналах датчика повітряної швидкості і акселерометра. Задачею корисної моделі є підвищення надійності і точності стабілізації швидкості літака при наявності завад у вихідних сигналах датчика повітряної швидкості і акселератора. Поставлена задача вирішується тим, що в системі управління швидкістю літака, що має у своєму складі послідовно з'єднані задатчик швидкості, перший суматор, підсилювач датчика швидкості, другий суматор, інтегратор, авіадвигун, акселерометр, блок динаміки літака, згідно з корисною моделлю, другий вхід першого суматора через послідовно з'єднані четвертий фільтр і інтегратор з'єднані з входом третього ключа, перший вхід якого з'єднаний з четвертим виходом блока діагностики, а другий вхід з'єднаний з виходом першого фільтра, вхід якого через акселерометр з'єднаний з другим виходом блока динаміки літака, другий вхід першого суматора також з'єднаний з виходом четвертого ключа, перший вхід якого з'єднаний з третім виходом блока діагностики, а другий вхід через послідовно з'єднані другий фільтр і датчик повітряної швидкості з'єднаний з першим виходом блока динаміки літака, виходи першого і другого фільтрів додатково з'єднані відповідно з першим і другим входами блока діагностики, перший вхід другого ключа з'єднаний з першим виходом блока діагностики, другий вхід якого з'єднаний з виходом другого фільтра, а вихід через послідовно з'єднані блок диференціювання і третій фільтр з'єднаний з другим входом другого суматора, який додатково з'єднаний з виходом першого ключа, перший вхід якого з'єднаний з другим входом блока діагностики, а другий вхід з'єднаний з виходом першого фільтра. Суть корисної моделі пояснюється кресленням, де зображено функціональну схему запропонованої системи управління швидкістю літака. Система управління швидкістю літака містить: задатчик швидкості 1; вихід якого з'єднаний з першим входом першого суматора 2. Другий вхід першого суматора 2, з'єднаний з виходом четвертого фільтра 20 і входом четвертого ключа 16. Вхід четвертого фільтра 20 через інтегратор 18 з'єднаний з виходом третього ключа 15, перший вхід якого з'єднаний з четвертим блоком діагностики 12, а другий вхід з'єднаний з виходом першого фільтра 9, вхід якого через акселерометр 8 з'єднаний з другим виходом блока динаміки літака 7. Перший вхід четвертого ключа 16 з'єднаний з третім виходом блока діагностики 12, а другий вхід з'єднаний з виходом другого фільтра 11, вхід якого через датчик повітряної швидкості 10 з'єднаний з першим виходом блока динаміки літака 7. Вихід першого фільтра 9 додатково з'єднаний з першим входом блока діагностики 12 і другим входом першого ключа 13, перший вхід якого з'єднаний з другим виходом блока діагностики 12. Вихід першого ключа 13 з'єднаний з другим входом другого суматора 4, який додатково через послідовно з'єднані третій фільтр 19 і блок диференціювання 17 з'єднаний з виходом другого ключа 14. Перший вхід другого ключа з'єднаний з першим виходом блока діагностики 12, а його другий вхід з'єднаний з виходом другого фільтра 11. Перший вхід другого суматора 4 з'єднаний з виходом підсилювача датчика швидкості 3, а його вихід через послідовно з'єднані інтегратор 5, авіадвигун 6 з'єднаний з входом блока динаміки літака 7. Система управління швидкістю літака працює наступним чином. Стабілізація швидкості літака відповідає закону  p  K  V  K   Vdt (1)  де K  і K  - коефіцієнти пропорційності;   V і V - відповідно швидкість і лінійне прискорення літака; 55  p - кут відхилення сектора газу. В реальних умовах вихідні сигнали акселерометра 8 і датчика повітряної швидкості 10 схильні до завад, що відображається на точності витримування заданої задатчиком швидкості 1 літака V . Тому вихідні сигнали акселерометра 8 і датчика повітряної швидкості 10 підлягають фільтрації за допомогою відповідних фільтрів 9 і 11, що значно відображається на точності 1 UA 117707 U роботи системи. При нормальному функціонуванні акселерометра 8 і датчика повітряної швидкості 10 блок діагностики 12 на виходах 2 і 3 виробляє сигнали відкриття четвертого ключа 16 і першого ключа 13. При цьому на другі входи першого 2 і другого суматора 4 з виходу відповідних фільтрів (другого 11 і першого 9) поступають сигнали пропорціональні швидкості V 5 10 15 20 25  і прискоренню V , що необхідно для формування закону управління сектором газу  p .  При відмові, наприклад, акселерометра 8, сигнал, пропорційний V формується за рахунок використання вихідного сигналу датчика повітряної швидкості 10 шляхом його диференціювання в блоці диференціювання 17. При цьому блок діагностики 12 виробляє сигнали управління на виході 1, що забезпечує відкриття другого ключа 14 і проходження сигналу, що виробляється на виході другого фільтра 11, який пропорціональний вихідному сигналу датчика повітряної швидкості 10. Таким чином, відмова функціонування акселерометра 8 не приводить до невиконання умов закону (1). Аналогічно, при відмові датчика повітряної швидкості 10, сигнал, пропорційний швидкості V , формується за рахунок використання вихідного сигналу акселерометра 8. При цьому блок діагностики після установлення відмови датчика повітряної  швидкості 10, виробляє сигнали управління на виході 4, що забезпечує проходження сигналу V з виходу першого фільтра 9 через відкритий третій ключ, інтегратор 18, фільтр 20 до другого входу першого суматора 2. Це знову забезпечує виконання закону (1). Завдяки цьому для реалізації заданого закону управління відмова датчика повітряної швидкості або акселерометра не позначиться на якості функціонування системи управління швидкістю літака, а наявність фільтрів значно підвищить точність вихідних параметрів датчиків   ( V і V , де V - швидкість, V - прискорення літака). Таким чином, корисна модель повністю відповідає поставленим задачам - підвищення точності і надійності функціонування системи управління швидкості літака. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 30 35 40 Система управління швидкістю літака, що містить у своєму складі послідовно з'єднані задатчик швидкості, перший суматор, підсилювач датчика швидкості, другий суматор, інтегратор, авіадвигун, акселерометр, блок динаміки літака, яка відрізняється тим, що другий вхід першого суматора через послідовно з'єднані четвертий фільтр і інтегратор з'єднані з входом третього ключа, перший вхід якого з'єднаний з четвертим виходом блока діагностики, а другий вхід з'єднаний з виходом першого фільтра, вхід якого через акселерометр з'єднаний з другим виходом блока динаміки літака, другий вхід першого суматора також з'єднаний з виходом четвертого ключа, перший вхід якого з'єднаний з третім виходом блока діагностики, а другий вхід через послідовно з'єднані другий фільтр і датчик повітряної швидкості з'єднаний з першим виходом блока динаміки літака, виходи першого і другого фільтрів додатково з'єднані відповідно з першим і другим входами блока діагностики, перший вхід другого ключа з'єднаний з першим виходом блока діагностики, другий вхід якого з'єднаний з виходом другого фільтра, а вихід через послідовно з'єднані блок диференціювання і третій фільтр з'єднаний з другим входом другого суматора, який додатково з'єднаний з виходом першого ключа, перший вхід якого з'єднаний з другим входом блока діагностики, а другий вхід з'єднаний з виходом першого фільтра. 2 UA 117707 U Комп’ютерна верстка О. Гергіль Міністерство економічного розвитку і торгівлі України, вул. М. Грушевського, 12/2, м. Київ, 01008, Україна ДП “Український інститут інтелектуальної власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 3