Бортовая система угловой стабилизации для управления нестационарным летательным аппаратом

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для управления существенно нестационарными беспилотными летательными аппаратами. Технической результат - обеспечение инвариантности показателей качества процессов стабилизации и повышение точности управления. Для достижения данного результата система управления содержит датчики угла, угловой скорости и скоростного напора, задатчики угла и опорного сигнала, блок сравнения, исполнительное устройство, сумматор, блок деления и два блока умножения. 1 ил.

 

Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления существенно нестационарными беспилотными летательными аппаратами.

Известна система автоматического управления летательным аппаратом (Л.А.), в которой содержится блок задающего воздействия, блок сравнения, суммирующий усилитель, датчики состояния и исполнительное устройство [1].

Недостатком известной системы управления является ограниченность функциональных возможностей в условиях нестационарности параметров летательного аппарата, вызванных изменениями скорости и высоты полета летательного аппарата.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является система управления летательным аппаратом, содержащая датчик угла, датчик угловой скорости, последовательно соединенные задатчик угла и блок сравнения, второй вход которого соединен с выходом датчика угла, и последовательно соединенные сумматор и исполнительное устройство [2].

Недостатком этой системы являются ограниченные функциональные возможности по устойчивости и точности, обусловленные отсутствием средств инвариантности для решения проблемы нестационарности летательного аппарата в условиях существенного изменения условий полета по скорости и высоте.

Решаемой в предложенной системе управления технической задачей является обеспечение инвариантности показателей качества процессов стабилизации и повышение точностных характеристик управления. Предложенным построением системы управления обеспечивается адаптация параметров регулирующей части системы угловой стабилизации, повышение устойчивости и качества в условиях широкого диапазона параметров летательного аппарата.

Указанный технический результат достигается тем, что в известную систему стабилизации углового движения летательного аппарата, содержащую датчик угла, датчик угловой скорости, последовательно соединенные задатчик угла и блок сравнения, второй вход которого соединен с выходом датчика угла, и последовательно соединенные сумматор и исполнительное устройство, дополнительно введены задатчик опорного сигнала, последовательно соединенные датчик скоростного напора и блок деления, второй вход которого подключен к выходу задатчика опорного сигнала, первый блок умножения, первый вход которого соединен с выходом блока сравнения, второй - с выходом блока деления, а выход - с первым входом сумматора, и последовательно соединенные блок масштабирования, вход которого соединен с выходом блока деления, и второй блок умножения, второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости, а выход - со вторым входом сумматора.

Действительно, при этом обеспечивается отработка сигналов управления с максимальным качеством в широком диапазоне изменения высоты, скорости полета посредством введения средств адаптации.

Построение системы управления осуществляется следующим образом.

Уравнения углового движения летательного аппарата, например, по [3] описываются в виде

где а, в - динамические коэффициенты летательного аппарата по демпфированию и эффективности соответственно;

ϕ - угловое положение летательного аппарата;

ωϕ - угловая скорость;

δ - угол отклонения рулевых поверхностей исполнительным устройством.

Закон управления, формирующий сигнал управления для исполнительного устройства, формируется в виде

где Δϕ - сигнал рассогласования:

здесь ϕзад - сигнал задающего воздействия;

К1, К2 - передаточные числа.

Приняв безынерционную отработку исполнительным устройством сигнала управления, т.е. положив δ≡σ, из уравнений (1)÷(3) получаем описание процессов регулирования в замкнутом контуре (закон управления - летательный аппарат) в виде

или

Рассмотрим характеристическое уравнение замкнутой системы управления по системе уравнений (5):

Уравнение (6) позволяет оценить параметры закона управления (2) с динамическими коэффициентами летательного аппарата а и в.

Для обеспечения требуемых характеристик устойчивости и качества необходимо обеспечить в процессе полета выполнение условий постоянства (инвариантности) коэффициентов характеристического уравнения, т.е.

В (7) коэффициент а, характеризующий собственное демпфирование летательного аппарата, достаточно мал, слабо изменяется и не является характерным, доминирующим в сравнении с параметром в К2, определяющим демпфирование замкнутой системы управления в целом. Поэтому условия сохранения требуемых показателей устойчивости и качества, исходя из (7), могут быть определены как

где в - коэффициент эффективности органов управления, равный, например, по [3]:

где mδ - производная коэффициента эффективности рулей ЛА;

s, l - характерные геометрические параметры ЛА;

J - момент инерции ЛА;

q - скоростной напор:

здесь ρ - плотность воздуха на текущей высоте полета, ρ=ρ (Н);

V - скорость полета.

Параметр mδ по текущему состоянию является в основном функцией числа Маха:

где а - скорость звука на текущей высоте полета, для аэродинамического летательного аппарата меняется в небольших пределах и может быть принята постоянной - осредняемой или максимальной для данной области высот. Этот коэффициент можно считать стабильным в окрестности балансировочных значений текущих углов ЛА.

Момент инерции J для беспилотных летательных аппаратов также меняется незначительно. Это обстоятельство тем более корректно, что конструктивно изменение массы летательного аппарата за счет выгорания топлива изменяет и центровочные характеристики, обусловливая максимальное сохранение стабильности моментов инерции J≈const.

Таким образом, исходя из уравнений (8) и на основе уравнений (9)÷(11) с учетом изложенного, для обеспечения процессов адаптации необходимо идентифицировать параметр в и по нему сформировать функцию адаптации - обозначим ее как λ, т.е. пусть λ=в.

Тогда из уравнений (8) получаем алгоритмы адаптации:

Определяем в качестве Х скоростной напор q, т.е.

На основе изложенного рассматривается предлагаемая система стабилизации.

На чертеже представлена блок-схема системы угловой стабилизации для управления нестационарным летательным аппаратом.

Система управления содержит датчик угла 1 (ДУ), датчик угловой скорости 2 (ДУС), последовательно соединенные задатчик угла 3 (ЗУ) и блок сравнения 4 (БС), второй вход которого соединен с выходом датчика угла 1, последовательно соединенные сумматор 5 (С) и исполнительное устройство 6 (ИУ), задатчик опорного сигнала 7 (ЗОС), последовательно соединенные датчик скоростного напора 8 (ДСН) и блок деления 9 (БД), второй вход которого подключен к выходу задатчика опорного сигнала 7, первый блок умножения 10 (1БУ), первый вход которого соединен с выходом блока сравнения 4, второй - с выходом блока деления 9, а выход - с первым входом сумматора 5, и последовательно соединенные блок масштабирования 11 (БМ), вход которого соединен с выходом блока деления 9, и второй блок умножения 12 (2БУ), второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости 2, а выход - со вторым входом сумматора 5.

Летательный аппарат условно показан на чертеже пунктирной линией.

Система управления работает следующим образом.

Сигнал управления σ для подачи на исполнительное устройство 6 формируется датчиками и блоками 1, 2, 3, 4, 5, 10, 11, 12 по уравнениям (2) и (3), при этом сигнал угла ϕ снимается с датчика 1, сигнал угловой скорости ωϕ снимается с датчика угловой скорости 2, сигнал задающего воздействия по крену ϕзад формируется задатчиком угла 3, а сигнал рассогласования Δϕ(Δϕ=ϕ-ϕзад) формируется блоком сравнения 4. Адаптивные коэффициенты К1 и К2 формируются на выходе блоков 9 и 11 соответственно по сигналу λ=q в соответствии с уравнением (12). Сигнал λ=q является сигналом идентификации, формируется датчиком скоростного напора 8. В первом блоке умножения 10 и во втором блоке умножения 12 формируются компоненты сигнала управления К1Δϕ и К2ωϕ в соответствии с уравнением (2).

Исполнительное устройство 6 отрабатывает суммарный управляющий сигнал σ, отклоняя рули на величину δ.

Сигналы функций идентификации и адаптации несложно реализуются на элементах автоматики и вычислительной техники, например, по [4, 5].

Предложенная система угловой стабилизации для управления нестационарным летательным аппаратом позволяет обеспечить инвариантность показателей качества и повысить точность управления в условиях широкого диапазона условий полета.

Источники информации

1. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов./ Под ред. Г.С.Бюшгенса. М.: Наука. Физматлит, 1998, с.443.

2. Патент РФ №2251136, 24.12.02 г., кл. G05D 1/08.

3. А.А.Лебедев, Л.С.Чернобровкин. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов, М.: Машиностроение, 1973, с.486.

4. В.Б.Смолов. Функциональные преобразователи информации. Л.: Энергоиздат, Ленинградское отделение, 1981, с.22, 41.

5. А.У.Ялышев, О.И.Разоренов. Многофункциональные аналоговые регулирующие устройства автоматики. М., Машиностроение, 1981, с.107, 126.

Бортовая система угловой стабилизации для управления нестационарным летательным аппаратом, содержащая датчик угла, датчик угловой скорости, последовательно соединенные задатчик угла и блок сравнения, второй вход которого соединен с выходом датчика угла, и последовательно соединенные сумматор и исполнительное устройство, отличающаяся тем, что она содержит задатчик опорного сигнала, последовательно соединенные датчик скоростного напора и блок деления, второй вход которого подключен к выходу задатчика опорного сигнала, первый блок умножения, первый вход которого соединен с выходом блока сравнения, второй - с выходом блока деления, а выход - с первым входом сумматора, и последовательно соединенные блок масштабирования, вход которого соединен с выходом блока деления, и второй блок умножения, второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости, а выход - со вторым входом сумматора.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в бортовых системах автоматического управления существенно нестационарными беспилотными летательными аппаратами.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для управления угловым движением летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для управления угловым движением летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для управления полетом летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для управления угловым движением летательных аппаратов (ЛА). .

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для управления угловым движением летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в спутниковых системах радионавигации при летных испытаниях летательных аппаратов (ЛА) и пилотажно-навигационного оборудования.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в бортовых интегрированных системах визуализации состояния летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области автоматического управления, а более конкретно к комплексным системам управления и системам дистанционного управления полетом летательного аппарата, и может быть применено в системах управления учебно-тренировочных самолетов.

Изобретение относится к области управления пространственным маневрированием самолета. .

Изобретение относится к системе управления транспортным средством

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для управления движением летательных аппаратов

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в бортовых системах автоматического управления летательными аппаратами с реализацией режимов координированных разворотов в боковом канале с большими углами крена

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для визуального управления направлением движения автомобиля

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в системах безопасности пилотирования летательных аппаратов

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для определения навигационных параметров движения крылатых беспилотных летательных аппаратов (БЛА), совершающих полет в режиме рикошетирования

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для контроля и предотвращения несанкционированных полетов летательных аппаратов (ЛА) малой авиации в воздушном пространстве крупных городов

Изобретение относится к области автоматического управления и может быть использовано в системах с избыточным количеством датчиков, например датчиков угловой скорости, отказ одного из которых не должен приводить к отказу системы управления

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для управления движением летательных аппаратов

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для управления существенно нестационарными беспилотными летательными аппаратами

Наверх