Система стабилизации продольного движения судна на подводных крыльях

 

Изобретение относится к технике управления судами на подводных крыльях (СПК). Цель изобретения - повышение стабильности продольного движения СПК на волнении в режиме "платформинг" путем повышения точности и качества процесса стабилизации центра масс, требуемый уровень которых на спокойной воде обеспечивают датчики угла дифферента 5, угловой скорости дифферента 6, глубины погружения носового крыла 13, вертикальных ускорений 7, 8, сигналы с которых суммируются на усилителях 1, 3 каналов управления приводами 2, 4 носового и кормового рулей высоты соответственно. Для достижения поставленной цели в системе предусмотрена схема измерения глубины погружения носового крыла относительно уровня спокойной воды, реально не существующего при волнении, и вертикальной скорости центра масс, состоящая из датчика линейных ускорений 9 и устройства измерения инерциального уровня 16. В устройстве 16 сигнал вертикальной скорости центра масс получен путем сложения в суммирующем усилителе 11 сигнала угловой скорости дифферента, умноженной на ординату носового крыла X_н, и проинтегрированного изодромным интегратором 10 сигнала датчика линейных ускорений 9. Сигнал, пропорциональный глубине погружения носового крыла относительно инерциального уровня, получен суммированием сигналов датчика 13 глубины и скорости погружения носового крыла, что компенсирует запаздывание полезного сигнала на фильтре нижних частот 15. Введением сигналов вертикальной скорости центра масс судна и глубины погружения носового крыла относительно инерциального уровня в систему стабилизации достигается высокая стабильность продольного движения СПК на волнении в режиме "платформинг". 2 ил.

Изобретение относится к технике управления суднами на подводных крыльях (СПК), а именно к системам стабилизации продольного движения судов на глубокопогруженных крыльях.

Система стабилизации является линейной оптимальной системой, предназначенной для обеспечения продольной устойчивости судна, снижения вертикальных перегрузок, а также для поддержания на заданном уровне ординаты центра масс и угла дифферента и формирующей законы управления носовым σ_н и кормовым σ_к рулями высоты при полной информации о векторе состояния в виде σ_н=p₁₁Δv+p₁₂Δω_z+p₁₃Δα+p₁₄ΔH-p₁₅Δδ_н; σ_к=p₂₁Δv+p₂₂Δω_z+p₂₃Δα+p₂₄ΔH-p₂₅Δδ_к, (1) где Δv, Δω_z, Δα, DH, Δδ_н, Δδ_к вариации угла дифферента, угловой скорости дифферента, угла атаки, высоты или ординаты центра масс, углов отклонения носового и кормового рулей высоты соответственно; передаточные коэффициенты регулятора.

Уравнения (1) соответствуют стабилизации движения судна при высоте меньшей, чем клиренс судна (режим движения "платформинг").

В системе стабилизации для измерения ординаты центра масс применяется датчик глубины погружения крыла или датчик, измеряющий расстояние от корпуса судна до водной поверхности. Выходные сигналы таких датчиков содержат обусловленную волнением водной поверхности ошибку измерения, которая является дополнительным возмущающим фактором, понижающим точность стабилизации продольного движения СПК в режиме "платформинг".

Качество переходного процесса СПК по высоте обеспечивается введением демпфирующей обратной связи по углу атаки, который измеряется косвенно, путем введения в систему двух датчиков линейных ускорений. Такая оценка угла атаки является достаточно грубой, что не дает требуемой точности и качества переходного процесса стабилизации.

Известна система стабилизации продольного движения СПК в режиме "платформинг", обеспечивающая повышение точности стабилизации центра масс и качества переходного процесса СПК по высоте, содержащая устройство измерения высоты центра масс, выходной сигнал которого пропорционален сумме ошибки регулирования центра масс по высоте и подавленного сигнала волновой помехи. Демпфирующая обратная связь, обеспечивающая повышение качества переходного процесса, образуется введением вертикальной скорости центра масс.

Однако, как показала практика, известная система имеет существенные недостатки: сложность реализации и сложность настройки устройства измерения высоты центра масс из-за отличия коэффициентов усиления усилителей по различным входам на два порядка и более. В известной системе коэффициенты усиления всех трех усилителей по каждому из двух входов зависят от постоянных времени двух фильтров, оптимальные значения которых могут изменяться при различных условиях движения судна.

Указанные недостатки обусловливают существенную долю инструментальных погрешностей в выходных сигналах устройства измерения высоты центра масс, что отрицательно сказывается на точности и качестве процесса стабилизации продольного движения СПК.

Целью изобретения является повышение стабильности продольного движения СПК на волнении в режиме "платформинг" путем повышения точности и качества процессов стабилизации центра масс.

Повышение точности и качества стабилизации центра масс достигается тем, что в систему стабилизации продольного движения судна на подводных крыльях, содержащую два канала управления рулями высоты на носовом и кормовом крыльях, каждый из которых состоит из последовательно соединенных суммирующего усилителя и привода руля высоты, подключенного выходом к первому входу соответствующего суммирующего усилителя, датчик угла дифферента и датчик угловой скорости дифферента, выход каждого из которых подключен соответственно к вторым и третьим входам суммирующих усилителей, датчик глубины погружения носового крыла и два датчика линейных ускорений, один из которых установлен в носовой части судна и подключен выходом к четвертому входу суммирующего усилителя канала управления рулями высоты на носовом крыле, а другой установлен в кормовой части судна и подключен выходом к четвертому входу суммирующего усилителя канала управления рулями высоты на кормовом крыле, причем оба датчика линейных ускорений установлены в диаметральной плоскости судна на расстоянии относительно его центра масс, определяемом следующими зависимостями: где X_ан, X_ак координаты разнесения относительно центра масс тяжести судна датчиков линейных ускорений; X_н, Y_н и X_к, Y_к координаты центров давления носового и кормового крыльев соответственно; K_н и K_к гидродинамическое качество носового и кормового кpыла соответственно;
m масса судна;
I_z момент инерции судна,
введены третий датчик линейных ускорений, установленный на судне над носовым крылом и измеряющий кажущееся вертикальное ускорение носового крыла, и устройство измерения инерциального уровня (т.е. уровня спокойной воды, реально не существующего при волнении), к первому входу которого подключен выход третьего датчика линейных ускорений, к второму и третьему входам устройства измерения инерциального уровня подключены соответственно выход датчика глубины погружения носового крыла и выход датчика угловой скорости дифферента, а первый и второй выходы устройства измерения инерциального уровня соединены соответственно с пятым и шестым входами суммирующих усилителей каналов управления носовым и кормовым рулями высоты, при этом устройство измерения инерциального уровня состоит из изодромного интегратора, вход которого является первым входом устройства изменения инерциального уровня, а своим выходом подсоединенного к первому входу первого суммирующего усилителя, второй вход которого является третьим входом, а выход первым выходом устройства измерения инерциального уровня; второго суммирующего усилителя, первый вход которого соединен с вторым входом устройства измерения инерциального уровня, второй вход соединен с выходом задатчика опорного напряжения, а третий вход соединен с выходом изодромного интегратора; фильтра нижних частот, входом подсоединенного к выходу второго суммирующего усилителя, а выходом к второму выходу устройства измерения инерциального уровня.

Схема системы стабилизации продольного движения СПК, предлагаемая авторами, позволяет в целом данной системе достичь нового положительного эффекта. Нам не известны технические решения, содержащие отличительные признаки заявляемой системы, которые только в полной своей совокупности обуславливают достижение положительного эффекта. При этом предложенное решение не является очевидным. Следовательно, заявляемая система стабилизации продольного движения СПК удовлетворяет критерию существенного отличия.

Особенностью заявляемой системы стабилизации является применение изодромного интегратора для получения интеграла от переменной составляющей кажущегося вертикального ускорения носового крыла.

Интегрирование сигнала акселерометра с помощью обычных интегрирующих звеньев является сложной задачей. Даже применение прецизионных приборов не позволяет избавиться от накапливающейся со временем ошибки измерения. Изодромный интегратор, предложенный авторами в заявляемой системе, принцип работы которого описан ниже, не пропускает постоянную составляющую сигнала кажущегося вертикального ускорения носового крыла, обусловленную действием ускорения свободного падения, и не создает накопления ошибок измерения.

Сущность изобретения поясняется фигурами 1 и 2, где соответственно представлены блок-схема системы стабилизации продольного движения СПК и структурная схема устройства измерения инерциального уровня.

Блок-схема системы стабилизации продольного движения СПК, обеспечивающая повышение стабильности движения СПК на волнении путем повышения точности и качества стабилизации центра масс, приведена на фиг.1, где 1 суммирующий усилитель канала управления рулем высоты носового крыла (канала 1), 2 привод руля высоты носового крыла, 3 суммирующий усилитель канала управления рулем высоты кормового крыла (канала 2), 4 привод руля высоты кормового крыла, 5 - датчик угла дифферента (v), 6 датчик угловой скорости дифферента (ω_z), 7 - первый (носовой) датчик линейных ускорений (а_ун), 8 второй (кормовой) датчик линейных ускорений (a_ук), 9 третий датчик линейных ускорений (a^*_ун), 10 изодромный интегратор, 11 первый суммирующий усилитель, 12 - задатчик опорного сигнала, 13 датчик глубины погружения носового крыла (h_н), 14 второй суммирующий усилитель, 15 фильтр нижних частот, 16 устройство измерения инерциального уровня.

На входы 2-6 суммирующего усилителя 1 подключены соответственно выходы датчика дифферента, датчика угловой скорости дифферента, первого датчика линейных ускорений и сигналы с выходов 1, 2 устройства измерения инерциального уровня, пропорциональные вертикальной скорости центра масс V_y и глубине погружения носового крыла относительно уровня невозмущенной поверхности воды (инерциального уровня). К первому входу суммирующего усилителя 1 канала управления рулем высоты носового крыла (канала 1) подключен выход привода руля высоты носового крыла 2. Эта цепь образует контур отрицательной обратной связи, улучшающей характеристики рулевого привода и обеспечивающей следящий режим работы. Выход суммирующего усилителя 1 соединен с входом привода руля высоты носового крыла 2.

Аналогично построен контур канала управления рулем высоты кормового крыла (канала 2). Последовательно соединенные суммирующий усилитель 3 и привод руля высоты 4 охвачены отрицательной обратной связью, соединяющей первый вход усилителя 3 с выходом привода руля высоты 4. На входы 2-6 суммирующего усилителя 3 подключены соответственно выходы датчика дифферента, датчика угловой скорости дифферента, первого датчика линейных ускорений и сигналы с выходов 1, 2 устройства измерения инерциального уровня, пропорциональные вертикальной скорости центра масс V_y и глубине погружения носового крыла относительно инерциального уровня.

Исходной информацией для получения этих сигналов является сигнал третьего датчика линейных ускорений 9, установленного над носовым крылом, и датчика погружения носового крыла 13. Сигналы, пропорциональные скорости V_y и глубине погружения носового крыла относительно инерциального уровня , формируются в устройстве 16 следующим образом. Третий датчик линейных ускорений 9 выдает сигнал , пропорциональный кажущемуся вертикальному ускорению носового крыла, который подается на вход изодромного интегратора 10, где однократно интегрируется. Следует отметить, что передаточная функция изодромного интегратора такова, что выходной сигнал интегратора не содержит ни накапливающейся во времени ошибки, ни постоянной составляющей сигнала , обусловленной действием ускорения свободного падения. Выходной сигнал изодромного интегратора, пропорциональный вертикальной скорости носового крыла , подается на первый вход суммирующего усилителя 11, на второй вход которого подается сигнал, пропорциональный угловой скорости дифферента ω_z. Коэффициенты усиления суммирующего усилителя 11 по первому и второму входам таковы, что его выходной сигнал пропорционален разности вертикальной скорости носового крыла V_ун и угловой скорости дифферента, умноженной на разность абсцисс носового крыла и центра масс ω_z·X_н, то есть выходной сигнал суммирующего усилителя 11 пропорционален вертикальной скорости центра масс.

Выходной сигнал датчика погружения носового крыла 13, пропорциональный погружению крыла относительно возмущенной поверхности воды, подается на вход второго суммирующего усилителя 14, на второй вход которого подается опорное напряжение U_o от датчика опорного напряжения 12 для формирования ошибки стабилизации по высоте погружения Δh_н, а на третий вход сигнал с изодромного интегратора 10, пропорциональный вертикальной скорости носового крыла или, другими словами, первой производной по времени от погружения носового крыла относительно инерциального уровня Δh^c_н^g. Фильтр нижних частот 15, соединенный с выходом суммирующего усилителя 14, служит для подавления волновой помехи h^d_н, содержащейся в сигнале ошибки стабилизации Δh_н. Выходной сигнал фильтра нижних частот 15 содержит сигнал, пропорциональный погружению носового крыла относительно уровня невозмущенной поверхности воды h^c_н^g, и подавленный сигнал волновой помехи.

Структурная схема устройства измерения инерциального уровня приведена на фиг.2. Нумерация элементов совпадает с нумерацией на фиг.1.

Обозначения на структурной схеме фиг.2:
m_a, m_h, m_v масштабные коэффициенты;
K₁, K₂ коэффициенты усиления;
a^*_ун(P) изображение по Лапласу кажущегося вертикального ускорения носового крыла;
h_н(P) изображение глубины погружения носового крыла;
h^c_н^g(P) изображение глубины погружения носового крыла относительно инерциального уровня;
h^d_н(P) изображение волновой составляющей глубины погружения носового крыла;
изображение вертикальной скорости носового крыла;
V_y(P) изображение вертикальной скорости центра масс;
ω_z(P) изображение угловой скорости дифферента;
X_н абсцисса носового крыла;
h_o опорный сигнал;
ε(P) изображение подавленной волновой составляющей глубины погружения носового крыла;
T_и, T_ф1, T_ф2 постоянные времени.

Сигнал, пропорциональный вертикальной скорости носового крыла V_ун(Р), получен посредством интегрирования изодромным интегратором 10 выходного сигнала датчика линейных ускорений, пропорционального кажущемуся вертикальному ускорению носового крыла a_ун.

При этом к изодромному интегратору пpедъявлялись следующие требования:
выходной сигнал интегратора не должен содержать накапливающейся временем ошибки;
постоянная составляющая, присутствующая в сигнале а_ун(P), обусловленная действием ускорения свободного падения, не должна проходить на выход изодромного интегратора.

Всем этим условиям удовлетворяет передаточная функция вида
(2)
где T_ф1 > T_и.

Действительно первый порядок числителя выражения (2) и второй порядок знаменателя говорят о том, что звено с передаточной функцией W₁₀(P) на частотах можно использовать как интегратор; числитель вида Кр придает звену свойства фильтра верхних частот, чем обусловливаются непрохождение на выход постоянной составляющей входного сигнала и отсутствие нарастающей со временем ошибки интегрирования; видом знаменателя обусловлены вещественные отрицательные корни характеристического уравнения интегратора и, следовательно, апериодические переходные процессы.

Звено с передаточной функцией W₁₀(P) можно представить как последовательное соединение двух звеньев:
апериодического с передаточной функцией

и изодромного фильтра верхних частот с передаточной функцией

где T_ф1 > T_и.

Апериодическое звено используется в качестве интегрирующего, при этом должно выполняться условие

где f_н нижняя граничная частота рабочего диапазона частот.

Конкретное значение постоянной времени T_и определяем, задавшись допустимыми амплитудными и фазовыми искажениями на нижней граничной частоте f_н. При этом передаточная функция апериодического звена в рабочем диапазоне частот (f ≥ f_н

где K₁/T_и коэффициент усиления интегратора.

Фильтр верхних частот используется по прямому назначению. Для уменьшения относительной доли амплитудных и фазовых погрешностей, вносимых этим звеном в выходной сигнал интегратора 10, постоянная времени T_ф1 выбирается в несколько раз большей T_и. При этом коэффициент усиления фильтра в рабочем диапазоне частот f ≥ f_н мало отличается от единицы.

Таким образом, интегратор с передаточной функцией W₁₀(P) при правильном выборе констант удовлетворяет поставленным выше требованиям.

Оценим сигнал на выходе 2 устройства измерения инерциального уровня, структурная схема которого приведена на фиг.2. Для этого запишем изображение напряжения U_и(P) на выходе фильтра низких частот 15, учитывая при этом соотношения
h_н=h^c_н^g+h^d_н;
Δh_н=(h^c_н^g-h_o)+h^d_н=Δh^c_н^g+h^d_н;
a_ун(P)=P²·Δh^с_н^п(P); (3)
. (4)
Запишем выражение (4) в виде
W₄(P)=W^с_h^п(P)·Δh^с_н^п(P)+W^в_h(P)·h^в_н(P), (5)
где
; (6)
. (7)
Из выражений (5), (6), (7) видно, что выходной сигнал U_и(P) устройства измерения инерциального уровня содержит две составляющие: полезный сигнал, пропорциональный погружению носового крыла относительно инерциального уровня W^с_h^п(P)Δh^с_н^п(P), и подавленный сигнал волновой составляющей W^d_h(P)·h^d_н(P). Постоянная времени фильтра нижних частот определяется по критерию желаемой степени подавления волновой составляющей h^в_н на нижней граничной частоте рабочего диапазона частот f_н, при этом очевидно, что должно выполняться условие . Из выражения (6) видно, что корни характеристического полинома передаточной функции W^с_h^п(P) действительные отрицательные. Следовательно, апериодическая устойчивость переходного процесса сигнала по глубине погружения носового крыла относительно инерциального уровня W^с_h^п(P)Δh_н гарантирована структурой устройства 16 (см.фиг.1).

Для оценки амплитудных искажений выходного сигнала устройства 16 приведем передаточную функцию W^c_h^g(P) (6) к виду
(8)
где
b₁ T_и · T_ф1 · T_ф2;
a₂ T_и · T_ф1; b₂ T_и · T_ф1 + T_и · T_ф2 + T_ф1 · T_ф2;
a₃ T_и + T_ф1; b₃ T_и + T_ф1 + T_ф2;
a₄ 1; b₄ 1. (9)
Из условий по выбору констант, введенных ранее,
(10)
видно, что в рабочем диапазоне частот выполняются неравенства:
2πf·T_и≫ 1,

(11)
Оценивая передаточную функцию W^с_h^п(P) (8) с коэффициентами (9) с учетом соотношений (11), делаем вывод: в рабочем диапазоне частот определяющими являются коэффициенты a₁ и b₁ перед старшими степенями P передаточной функции W^с_h^п. Учитывая, что для постоянной составляющей сигнала h^с_н^п(P) передаточная функция W^c_h^g(P) вырождается в выражение

обеспечим в рабочем диапазоне частот соотношение
(12)
то есть a₁/b₁ 1.

Раскроем (12), учитывая (9):
. (13)
Таким образом, настройка устройства 16 (фиг. 1) в рабочем диапазоне частот сводится к обеспечению лишь одного соотношения констант (13), например, с помощью регулировки коэффициента усиления К₂. Оценим амплитудные искажения выходного сигнала устройства 16 в инфранизком по отношению к рабочему диапазоне частот 0 < f < f_н. Здесь за счет того, что не обязаны выполняться условия (11), могут стать существенными соотношения коэффициентов передаточной функции W^с_h^п(P) (8)
.

Раскроем эти соотношения с учетом (9)
,
(14)
Для уменьшения амплитудных искажений выходного сигнала W^с_h^п(P)Δh^с_н^п(P) в области инфранизких частот необходимо, чтобы соотношения (14) мало отличались от единицы. Для этого, учитывая введенное ранее соотношение , рекомендуем выполнение следующего соотношения:
. (15)
Таким образом, для обеспечения допустимых частотных искажений выходного сигнала h^с_н^п устройства измерения инерциального уровня необходимо выполнить условия (11), (13), (15), что достигается выбором констант и настройкой коэффициента К₂. Покажем возможный вариант реализации блок-схемы системы стабилизации, приведенной на фиг.1. Основная схема системы стабилизации, включающая датчики, суммирующие усилители и приводы рулей высоты, может быть построена на элементной базе, например, автопилота АП-6Е (см. Автопилот АП-6Е: Техническое описание для транспортных самолетов. М. Оборонгиз, 1961) за исключением датчика глубины погружения носового крыла, в качестве которого могут быть использованы гидроакустические, электростатические, емкостные и другие датчики (см. например, а.с. N 361665, N 888079). Суммирующие усилители 11 и 14 и изодромный интегратор 10 могут быть выполнены на микросхемах операционных усилителей (см. Браммер Ю.А. Пащук И.Н. Импульсная техника. М. Высшая школа, 1985). Фильтр 15 может быть реализован на микросхемах операционных усилителей, моделирующих передаточную функцию апериодического звена (см. Тетельбаум Н.М. Шнейдер Ю.Р. 400 схем для АВМ. М. Энергия, 1978, с. 248). Задатчик опорного напряжения может быть реализован с помощью регулируемого потенциометра.

Предложенная система стабилизации продольного движения судна на подводных крыльях по сравнению с известной имеет следующие преимущества: простоту реализации, простоту настройки, более высокую надежность, т.к. содержит меньшее количество блоков по сравнению с существующей.

Меньшие инструментальные погрешности, обусловленные простотой настройки, улучшают точность и качество стабилизации продольного движения СПК в режиме "платформинг".

Формула изобретения

Система стабилизации продольного движения судна на подводных крыльях, содержащая два канала управления рулями высоты на носовом и кормовом крыльях, каждый из которых состоит из последовательно соединенных суммирующего усилителя и привода руля высоты, подключенного выходом к первому входу соответствующего суммирующего усилителя, датчик угла дифферента и датчик угловой скорости дифферента, выход каждого из которых подключен соответственно к вторым и третьим входам суммирующих усилителей, датчик глубины погружения носового крыла и два датчика линейных ускорений, один из которых установлен в носовой части судна и подключен выходом к четвертому входу суммирующего усилителя канала управления рулями высоты на носовом крыле, а другой в кормовой части судна и подключен выходом к четвертому входу суммирующего усилителя канала управления рулями высоты на кормовом крыле, причем оба датчика линейных ускорений установлены в диаметральной плоскости судна на расстоянии относительно его центра масс, определяемом следующими зависимостями:


где координаты разнесения относительно центра масс тяжести судна датчиков линейных ускорений;
Х_н, Y_н, Х_к и Y_к координаты центров давления носового и кормового крыльев соответственно;
К_н, К_к гидродинамическое качество носового и кормового крыла соответственно;
m масса судна;
I_z момент инерции судна,
отличающаяся тем, что, с целью повышения стабильности продольного движения судна на волнении в режиме "платформинг" путем повышения точности и качества стабилизации центра масс, она содержит третий датчик линейных ускорений, установленный на судне над носовым крылом, и устройство измерения инерциального уровня, к первому входу которого подключен выход третьего датчика линейных ускорений, к второму и третьему входам соответственно выход датчика глубины погружения носового крыла и выход датчика угловой скорости дифферента, а первый и второй выходы устройства измерения инерциального уровня соединены соответственно с пятым и шестым входами суммирующих усилителей каналов управления носовым и кормовым рулями высоты, при этом устройство измерения инерциального уровня состоит из изодромного интегратора, вход которого является первым входом устройства измерения инерциального уровня, а выход подсоединен к первому входу первого суммирующего усилителя, второй вход которого является третьим входом, а выход первым выходом устройства измерения инерциального уровня, второго суммирующего усилителя, первый вход которого является вторым входом устройства измерения инерциального уровня, второй вход соединен с выходом задатчика опорного напряжения, а третий вход
с выходом изодромного интегратора, фильтра низкой частоты, вход которого подсоединен к выходу второго суммирующего усилителя, а выход является вторым выходом устройства измерения инерциального уровня.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2