Система автоматического управления самолетом по углу крена
Полезная модель относится к системам автоматического управления нестационарными объектами, а именно к системам автоматического управления самолетом по углу крена. Отличием предложенного технического решения является то, что система управления дополнительно содержит шесть сумматоров, два интегратора и пять усилителей, выход исполнительного устройства через последовательно соединенные второй сумматор, второй усилитель, третий сумматор, второй интегратор, третий интегратор, четвертый сумматор и третий усилитель подключен к первому входу пятого сумматора, выход датчика угловой скорости через последовательно соединенные шестой сумматор и четвертый усилитель соединен со вторым входом пятого сумматора, выход которого соединен со входом исполнительного устройства через седьмой сумматор, вторым входом подключенным в выходу первого интегратора, выход второго интегратора подключен через пятый усилитель ко второму входу третьего сумматора, выход третьего интегратора подключен через шестой усилитель к третьему входу третьего сумматора, выход датчика угла соединен со вторым входом четвертого сумматора, выход второго интегратора соединен со вторым входом шестого сумматора, а выход пятого сумматора подключен ко второму входу второго сумматора. Технический результат от использования полезной модели заключается в повышении запаса устойчивости системы и улучшения переходных процессов при изменении параметров самолета в широком диапазоне.
Полезная модель относится к системам автоматического управления нестационарными объектами с одним входом и одним выходом, в частности, к системам управления самолетом по углу крена.
Известна система управления самолетом, содержащая последовательно соединенные исполнительное устройство, самолет, датчик угла, первый сумматор, первый усилитель и первый интегратор, а вход системы соединен со вторым входом первого сумматора [1].
Недостаток известного технического решения заключается в том, что система управления имеет низкий запас устойчивости при изменении параметров самолета и низкое качество переходных процессов.
С целью повышения запаса устойчивости и улучшения качества переходных процессов предложенное техническое решение отличается тем, что система управления дополнительно содержит шесть сумматоров, два интегратора и пять усилителей, выход исполнительного устройства через последовательно соединенные второй сумматор, второй усилитель, третий сумматор, второй интегратор, третий интегратор, четвертый сумматор и третий усилитель подключен к первому входу пятого сумматора, выход датчика угловой скорости через последовательно соединенные шестой сумматор и четвертый усилитель соединен со вторым входом пятого сумматора, выход которого соединен со входом исполнительного устройства через седьмой сумматор, вторым входом подключенным в выходу первого интегратора, выход второго интегратора подключен через пятый усилитель ко второму входу третьего сумматора, выход третьего интегратора подключен через шестой усилитель к третьему входу третьего сумматора, выход датчика угла соединен со вторым входом четвертого сумматора, выход второго интегратора соединен со вторым входом шестого сумматора, а выход пятого сумматора подключен ко второму входу второго сумматора.
Суть технического решения поясняется Фиг. 1, на которой изображена структурная схема системы автоматического управления самолетом по углу крена. На Фиг. 2 приведена схема моделирования системы управления, а на Фиг. 3 - вид переходного процесса как реакции на единичное ступенчатое воздействие 
3(t)=1(t).
На Фиг. 1 приняты следующие обозначения:
1 - первый сумматор;
2 - первый усилитель;
3 - первый интегратор;
4 - седьмой сумматор;
5 - исполнительное устройство (привод);
6 - объект управления (самолет);
7 - датчик угловой скорости;
8 - датчик угла (крен);
9, 10 - соответственно шестой и четвертый сумматоры;
11, 12 - соответственно третий и четвертый усилители;
13 - второй сумматор;
14 - второй усилитель;
15 - третий сумматор;
16, 17 - соответственно второй и третий интеграторы;
18, 19 - соответственно пятый и шестой усилители;
20 - пятый сумматор;
21 - математическая модель.
Функционирует система управления следующим образом.
Основной контур управления состоит из элементов схемы Фиг. 1 1÷6 и 8. На вход первого сумматора 1 поступает сигнал задания системы 3(t), который сравнивается с выходным сигналом самолета (t), измеренным датчиком угла 8. Сигнал ошибки 
(t)=3(t)-(t) усиливается первым усилителем 2. После прохождения полученным сигналом сумматора 4 на входе исполнительного устройства 5 формируется сигнал управления u(t):
где k - коэффициент усиления первого усилителя 2;
c=const - постоянная интегрирования.
На самолет действует мультипликативная помеха F(t) и аддитивная помеха f(t), которые в сумме изменяют запас устойчивости системы управления и качество переходных процессов. При изменении, например, высоты полета F(t) резко меняются параметры самолета, что может приводить даже к потере устойчивости системы. Порывы ветра в виде аддитивной помехи f(t) также отрицательно сказываются на качестве переходного процесса.
Для компенсации отрицательного действия помех F(t) и f(t) на нормальное функционирование системы управления самолета в нее введена математическая модель, составленная из соединения второго усилителя 14, третьего сумматора 15, второго интегратора 16, третьего интегратора 17, пятого 18 и шестого 19 усилителей.
На математическую модель 21 помехи F(t) и f(t) не действуют и параметры усилителей 14, 18 и 19 не меняются, а задаются так, чтобы обеспечить желаемые переходные процессы и гарантировать устойчивость. Поэтому между выходными сигналами и 
самолета 6 и математической модели 21 будут возникать сигналы
(t)=(t)-м(t),
,
которые появляются на выходах четвертого 10 и шестого 9 сумматоров соответственно.
На выходе пятого сумматора 20 получается сигнал коррекции к(t)
.
Сигнал к(t) подается на входы второго 4 и четвертого 13 сумматоров и действует так, чтобы сблизить выходы (t) и м(t), что и позволяет обеспечить устойчивость и желаемые виды переходных процессов при широких диапазонах изменения параметров самолета 6.
На Фиг. 2 приведена схема моделирования системы управления с гипотетическими параметрами системы и самолета, на которой использованы общепринятые обозначения в программном продукте MATLAB, приложения Simulink.
На Фиг. 3 приведен вид переходного процесса на выходе самолета 6 по углу крена (t) как реакция на единичный ступенчатый сигнал 3(t)=1(t).
Технический результат от использования предложенного технического решения заключается в повышении запаса устойчивости системы и улучшения качества переходных процессов при изменении параметров самолета в широком диапазоне.
Новизна полезной модели подтверждается отличительной частью формулы полезной модели.
Литература
1. Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматического управления самолетом. - М. Машиностроение, 1987, стр. 212 (прототип).
Система автоматического управления самолетом по углу крена, содержащая последовательно соединенные исполнительное устройство, самолет, датчик угла, первый сумматор, первый усилитель и первый интегратор, а вход системы соединен со вторым входом первого сумматора, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит шесть сумматоров, два интегратора и пять усилителей, выход исполнительного устройства через последовательно соединенные второй сумматор, второй усилитель, третий сумматор, второй интегратор, третий интегратор, четвертый сумматор и третий усилитель подключен к первому входу пятого сумматора, выход датчика угловой скорости через последовательно соединенные шестой сумматор и четвертый усилитель соединен со вторым входом пятого сумматора, выход которого соединен со входом исполнительного устройства через седьмой сумматор, вторым входом, подключенным к выходу первого интегратора, выход второго интегратора подключен через пятый усилитель ко второму входу третьего сумматора, выход третьего интегратора подключен через шестой усилитель к третьему входу третьего сумматора, выход датчика угла соединен со вторым входом четвертого сумматора, выход второго интегратора соединен со вторым входом шестого сумматора, а выход пятого сумматора подключен ко второму входу второго сумматора.
