Способ формирования цифроаналогового адаптивного сигнала управления летательным аппаратом с переменной структурой и устройство для его осуществления



Способ формирования цифроаналогового адаптивного сигнала управления летательным аппаратом с переменной структурой и устройство для его осуществления
Способ формирования цифроаналогового адаптивного сигнала управления летательным аппаратом с переменной структурой и устройство для его осуществления

 


Владельцы патента RU 2491601:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") (RU)

Изобретение относится к бортовым цифроаналоговым устройствам для систем автоматического управления существенно нестационарными беспилотными летательными аппаратами (ЛА). Техническим результатом изобретения является повышение точностных характеристик управления, расширение функциональных возможностей и оптимальное построение по реализации больших значений передаточных чисел. Цифроаналоговое устройство управления с переменной структурой для адаптивных систем управления ЛА содержит первый задатчик опорного сигнала 1 (1 З0С), блок деления 2 (БД), датчик скоростного напора 3 (ДСН), блок умножения 4 (БУ), усилитель 5 (У), второй задатчик опорного сигнала 6 (2 З0С), блок сравнения 7 (БС), управляемый переключатель 8 (УП), первый масштабный усилитель 9 (1 МУ), сумматор 10 (С), цифроаналоговый преобразователь 11 (ЦАП) и второй масштабный усилитель 12 (2 МУ). 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к бортовым цифроаналоговым устройствам для систем автоматического управления существенно нестационарными беспилотными летательными аппаратами (ЛА).

Известен способ автоматического управления ЛА, заключающийся в том, что задают сигнал воздействия, измеряют сигналы угла и угловой скорости, формируют сигнал рассогласования сигналами задающего воздействия и угла, формируют сигнал управления на рулевые приводы ЛА [1].

Известно устройство для систем автоматического управления ЛА, в которых содержится блок задающего воздействия, блок сравнения, суммирующий усилитель, датчики состояния и рулевые приводы [1].

Недостатком известных способа и устройства управления является ограниченность функциональных возможностей в условиях значительной нестационарности параметров ЛА, вызванных изменениями скорости и высоты полета ЛА, а также при технических ограничениях передаточных коэффициентов по максимальным значениям, что особенно важно для управления по тангажу при интенсивных вертикальных маневрах ЛА.

Наиболее близким к предлагаемому решению является способ формирования сигнала управления ЛА, заключающийся в том, что задают опорный сигнал функции адаптаци, измеряют текущий сигнал скоростного напора, формируют сигнал деления опорного сигнала функции адаптации на сигнал скоростного напора, задают сигнал опорного значения скоростного напора, сравнивают измеренный сигнал скоростного напора с сигналом опорного значения скоростного напора, формируют предварительный сигнал управления умножением входного сигнала на параметрический сигнал и выходной сигнал управления формируют усилением предварительного сигнала управления [2].

Наиболее близким устройством, реализующим предложенный способ, является устройство формирования сигнала управления ЛА, содержащее последовательно соединенные первый задатчик опорного сигнала и блок деления, датчик скоростного напора, выход которого соединен со вторым входом блока деления, последовательно соединенные блок умножения, вход которого является входом устройства, и усилитель, выход которого является выходом устройства [2].

Недостатками известных способа и устройства являются ограниченные функциональные возможности в условиях существенного изменения условий полета по скорости и высоте, а также при аппаратурных ограничениях передаточных коэффициентов по максимальному значению в цифроаналоговых элементах.

Решаемой в предложенных способе и устройстве технической задачей является повышение точностных характеристик управления, расширение функциональных возможностей и оптимальное построение по реализации больших значений передаточных чисел. Предложенным построением обеспечивается адаптация параметров стабилизации и логическое изменение параметров структуры управления, что обеспечивает повышение устойчивости и качества процессов в целом в условиях широкого диапазона параметров ЛА.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе формирования сигнала управления с переменной структурой для адаптивных систем управления ЛА, заключающемся в том, что задают опорный сигнал функции адаптации А, измеряют текущий сигнал скоростного напора q, формируют сигнал деления опорного сигнала функции адаптации А на сигнал скоростного напора q, задают сигнал опорного значения скоростного напора q0, сравнивают измеренный сигнал скоростного напора q с сигналом опорного значения скоростного напора q0, формируют предварительный сигнал управления умножением входного сигнала на параметрический сигнал, выходной сигнал управления формируют усилением предварительного сигнала управления, дополнительно формируют при q<q0 параметрический сигнал усилением сигнала деления на значение α1·α2, где α 1 = K 1 m a x K m a x , α 2 = K 3 m a x K 1 m a x , Kmax - максимальное расчетное значение сигнала деления опорного сигнала функции адаптации А на сигнал скоростного напора q, K1max - максимальное значение технически реализуемого коэффициента параметрического сигнала, K3max - требуемое максимальное значение коэффициента параметрического сигнала.

Указанный технический результат достигается и тем, что в известное цифроаналоговое устройство для адаптивных систем управления ЛА, содержащее последовательно соединенные задатчик опорного сигнала и блок деления, датчик скоростного напора, выход которого соединен со вторым входом блока деления, последовательно соединенные блок умножения, вход которого является входом устройства, и усилитель, выход которого является выходом устройства, дополнительно введены последовательно соединенные второй задатчик опорного сигнала, блок сравнения, второй вход которого соединен с выходом датчика скоростного напора, управляемый переключатель, вход которого соединен с выходом блока деления, первый масштабный усилитель, сумматор и цифроаналоговый преобразователь, выход которого соединен со вторым входом блока умножения, и второй масштабный усилитель, вход которого соединен со вторым выходом управляемого переключателя, а выход - со вторым входом сумматора.

Действительно, при этом обеспечивается отработка сигналов управления с максимальным качеством в широком диапазоне изменения высоты и скорости полета ЛА и с учетом широкого диапазона передаточных коэффициентов управляющего канала.

На фиг.1 представлена блок-схема цифроаналогового устройства управления с переменной структурой для адаптивных систем управления ЛА; на фиг.2 - зависимости коэффициентов К, К1, К2 и К3 в функции от скоростного напора q.

Цифроаналоговое устройство управления с переменной структурой для адаптивных систем управления ЛА (фиг.1) содержит последовательно соединенные первый задатчик опорного сигнала 1 (1 З0С) и блок деления 2 (БД), датчик скоростного напора 3 (ДСН), выход которого соединен со вторым входом блока деления 2, последовательно соединенные блок умножения 4 (БУ), вход которого является входом устройства, и усилитель 5 (У), выход которого является выходом устройства, последовательно соединенные второй задатчик опорного сигнала 6 (2 З0С), блок сравнения 7 (БС), второй вход которого соединен с выходом датчика скоростного напора 3, управляемый переключатель 8 (УП), вход которого соединен с выходом блока деления 2, первый масштабный усилитель 9 (1 МУ), сумматор 10 (С) и цифроаналоговый преобразователь 11 (ЦАП), выход которого соединен со вторым входом блока умножения 4, и второй масштабный усилитель 12 (2 МУ), вход которого соединен со вторым выходом управляемого переключателя 8, а выход - со вторым входом сумматора 10.

Устройство формирования цифроаналогового адаптивного сигнала управления летательным аппаратом с переменной структурой, реализующее предложенный способ, работает следующим образом.

Рассмотрим формирование сигнала рассогласования по тангажу Δϑ ЛА (для канала управления по угловой скорости по тангажу ω z = ϑ ˙ и для других каналов ЛА формирование сигнала рассогласования осуществляется аналогично).

Наиболее обобщенной характеристикой, идентифицирующей нестационарность параметров ЛА в полете, является сигнал скоростного напора q. Базовая функция адаптации перестраивает передаточный коэффициент К канала управления ЛА и формируется по гиперболической зависимости для дипазона от qmin до qmax в виде

K = A q , ( 1 )

где A=const - опорный сигнал функции адаптации.

Входной сигнал канала управления по рассогласованию Δϑ поступает на первый вход блока умножения 4 и далее через усилитель 5 на выход устройства. На второй вход блока 4 поступает сигнал параметрического воздействия для адаптивной перестройки передаточного числа.

Блоками 1, 2 и 3 формируется базовый закон адаптации передаточного коэффициента К в соответствии с (1) (фиг.2).

Реализация необходимого передаточного коэффициента, состоящего из кривых К3 и К2, К32, определена избирательно: при q≤q0 передаточный коэффициент максимален. Управляемый переключатель 8 замкнут выходом на первый масштабный усилитель 9 с коэффициентом усиления α1. На второй вход блока умножения 4 поступает сигнал К·α1 через блоки 10, 11. Коэффициент К·α1 рассчитан умножением базового коэффициента К на коэффициент α1 блока умножения 4 с целью достижения максимального технически реализуемого значения блока умножения K1max при q=qmax:

K 1 = α 1 K , ( 2 )

где α1>1,

α 1 = K 1 m a x K m a x . ( 3 )

Недостающее усиление, ограниченное значением K1max блока умножения 4 и равное

K 3 m a x K 1 m a x , ( 4 )

восполняется усилителем 5, т.е. его коэффициент усиления равен

α 2 = K 3 m a x K 1 m a x = c o n s t , ( 5 )

При q>q0, т.е. q=q0÷qmax, управляемый переключатель 9 переключается на цепь второго масштабного усилителя 12 с коэффициентом β для блока умножения 4 через блоки 10 и 11, т.е.

K 2 = β K . ( 6 )

Коэффициент β определяет, соответственно, требуемую степень уменьшения коэффициента К

β < 1 . ( 7 )

Таким образом, выходной сигнал σ формируется в виде

σ = α 1 α 2 K Δ ϑ , ( 8 )

при q≤q0

и σ = β K α 2 Δ ϑ , ( 9 )

при q>q0.

K1max соответствует максимально реализуемому значению коэффициента усиления блока умножения 4, K3max определяет требуемое значение коэффициента при q=qmin.

Режим переключения управляемого переключателя 8 осуществляется сигналом сравнения в блоке сравнения 7 сигналов текущего значения скоростного напора q от датчика 3 и расчетного значения q0, выставленного во втором задатчике опорного сигнала 6.

Сигнал на выходе блока сравнения 7 составляет

Δ q = q q 0 . ( 1 0 )

и определяет логическое управление переключателем 8 для сигнала σ согласно уравнениям (8) и (9).

Устройство несложно реализуется на элементах автоматики и вычислительной техники, например, по [3, 4] и алгоритмически.

Предложенные цифроаналоговое устройство управления с переменной структурой для адаптивных систем управления ЛА и способ его реализации позволяют повысить точность управления в условиях широкого диапазона условий полета ЛА.

Источники информации

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

2. Патент РФ №2338236, 10.11.2008 г., кл. G05D 1/08.

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

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

1. Способ формирования цифроаналогового адаптивного сигнала управления летательным аппаратом с переменной структурой, заключающийся в том, что задают опорный сигнал функции адаптации А, измеряют текущий сигнал скоростного напора q, формируют сигнал деления опорного сигнала функции адаптации А на сигнал скоростного напора q, задают сигнал опорного значения скоростного напора q0, сравнивают измеренный сигнал скоростного напора q с сигналом опорного значения скоростного напора q0, формируют предварительный сигнал управления умножением входного сигнала на параметрический сигнал, выходной сигнал управления формируют усилением предварительного сигнала управления, отличающийся тем, что формируют при q<q0 параметрический сигнал усилением сигнала деления на значение α1·α2, где α 1 = K 1 m a x K m a x , α 2 = K 3 m a x K 1 m a x , Kmax - максимальное расчетное значение сигнала деления опорного сигнала функции адаптации А на сигнал скоростного напора q, K1max - максимальное значение технически реализуемого коэффициента параметрического сигнала, K3max - требуемое максимальное значение коэффициента параметрического сигнала.

2. Устройство формирования цифроаналогового адаптивного сигнала управления летательным аппаратом с переменной структурой, содержащее последовательно соединенные первый задатчик опорного сигнала и блок деления, датчик скоростного напора, выход которого соединен со вторым входом блока деления, последовательно соединенные блок умножения, вход которого является входом устройства, и усилитель, выход которого является выходом устройства, отличающееся тем, что оно содержит последовательно соединенные второй задатчик опорного сигнала, блок сравнения, второй вход которого соединен с выходом датчика скоростного напора, управляемый переключатель, вход которого соединен с выходом блока деления, первый масштабный усилитель, сумматор и цифроаналоговый преобразователь, выход которого соединен со вторым входом блока умножения, и второй масштабный усилитель, вход которого соединен со вторым выходом управляемого переключателя, а выход - со вторым входом сумматора.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к устройствам управления для бортовых систем стабилизации углового движения летательного аппарата. .

Изобретение относится к способу и системе контроля автоматической посадки/взлета беспилотного летательного аппарата на круглую посадочную сетку платформы, в частности морской платформы.

Изобретение относится к устройствам управления для бортовых систем управления угловым движением беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) в широком диапазоне высот и скоростей полета при действии интенсивных внешних возмущений.

Изобретение относится к технике управления полетом беспилотного летательного аппарата в условиях появления не предсказуемых факторов возмущения полетом, способных привести к изменению траектории и, как следствие, к промахам в поражении цели.

Изобретение относится к устройству, защищающему тело от удара, вызванного столкновением с препятствием во время перемещения устройства по поверхности. .

Изобретение относится к модульной электронной системе управления полетом. .

Изобретение относится к области автоматического регулирования величин, определяющих местоположение движущегося объекта, и может быть использовано в радиолокационных системах управления.

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов (КА) и касается маневрирования КА с солнечным парусом для управления его тягой. .

Изобретение относится к информационно-управляющей системе (ИУС) летательного аппарата (ЛА). .

Изобретение относится к области дистанционного управления полетом БПЛА по радиоканалу с пункта управления и для передачи полетных данных от БПЛА на пункт управления.

Изобретение относится к способу и устройству управления для бортовых систем стабилизации углового положения летательного аппарата

Изобретение относится к способам управления самолетами при выполнении боевых задач. Способ сопровождения боевых самолетов включает взлет и полет основного боевого самолета, а также боевых самолетов уменьшенных размеров с компьютерным управлением и со своим боевым комплектом. После взлета боевые самолеты с боевым комплектом располагают либо в носовой части основного боевого самолета, либо в его хвостовой части с возможностью дополнительной заправки топливом в воздухе и для выполнения боевого маневра. Изобретение направлено на расширение функциональных возможностей боевых самолетов с боевым комплектом при выполнении боевых задач. 2 ил.

Изобретение предназначено для применения в области авиационного приборостроения, в частности в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - повышение надежности и безопасности совершения посадки ЛА, увеличение точности формирования заданной траектории посадки. Способ управления ЛА при заходе на посадку включает измерение параметров движения ЛА, коррекцию, с помощью любого из известных методов комплексной обработки информации, погрешностей параметров движения по данным от спутниковой навигационной системы, формирование, на основе откорректированных координат ЛА и координат торцов взлетно-посадочной полосы (ВПП), курса ВПП, длины ВПП, дальности до ближнего торца ВПП, высоты ЛА относительно ВПП, автоматическое или ручное управление угловым положением ЛА по крену и тангажу с учетом сигналов углов отклонения по курсу и глиссаде, дополнен операциями, в соответствии с которыми для формирования заданной траектории посадки задают угол наклона траектории посадки, размещают под точкой стандартного размещения курсового радиомаяка на продолжении заданной траектории посадки виртуальный курсо-глиссадный радиомаяк (ВКГРМ) и формируют его пеленг и угол места, а углы отклонения по курсу и глиссаде от траектории посадки формируют соответственно как рассогласование пеленга ВКГРМ и курса ВПП и как рассогласование угла места ВКГРМ и заданного экипажем угла наклона траектории посадки. 5 ил.

Изобретение относится к судовождению и может быть использовано для автоматизации управления траекторией движения любых типов судов, выполняющих сложное маневрирование, в частности, с большими углами дрейфа. Техническим результатом является повышение эффективности использования средств управления судном. В способе управления траекторией движения судна используют текущие значения модулей и направлений векторов линейных скоростей υ ¯ F носовой F точки и υ ¯ A кормовой А точки, при этом управление направлениями векторов осуществляют исходя из условия их постоянной направленности в заданную точку в неподвижной системе координат X00Y0, а именно вектор υ ¯ F в процессе движения направлен в конечное заданное положение носовой точки судна - точку Fк, вектор υ ¯ A в процессе движения направлен в конечное заданное положение кормовой точки судна - точку Ак, управление модулями осуществляют путем оценки соотношений заданных значений каждого из модулей с соответствующими текущими значениями этих модулей, формируют сигнал σ управления из величин разностей текущих и заданных значений модулей и направлений векторов υ ¯ F и υ ¯ A . 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к мобильному роботизированному устройству и способу его управления. Устройство содержит, по меньшей мере, один смещаемый элемент (8, 9) датчика для обнаружения столкновения между мобильным устройством и неподвижным объектом. Первые средства (12, 13) обнаружения присутствуют для обнаружения предварительно определенного первого смещения элемента (8, 9) датчика, и вторые средства (14, 15) обнаружения присутствуют для обнаружения предварительно определенного большего смещения элемента (8, 9) датчика. Достигается компактность и относительно простая структура. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение при управлении беспилотными летательными аппаратами (БЛА). Технический результат - повышение эффективности управления путем независимого ввода дополнительных поправок в каждый из приводов наведения БЛА и повышение точности наведения. Для достижения данного результата обеспечивают подвижность пусковой установки БЛА относительно пункта управления, на котором она установлена, возможность управления БЛА в узконаправленном оптическом информационном поле управления с учетом внешних условий, наличия помех, подвижности пункта управления. Обеспечивают возможность коррекции управляющих команд с целью создания дополнительных возможностей по маневрированию БЛА относительно заданного направления. Ограничивают максимальный уровень скорректированных команд управления беспилотным летательным аппаратом рамками его допустимых поперечных ускорений, а величину отклонения от заданного направления - размерами информационного поля управления.

Способ управления самолетом с двумя и более двигателями заключается в дифференциальной подаче топлива в двигатели. Подача осуществляется наряду с основными топливными насосами двигателей еще и от дополнительной топливной системы, приводимой в действие от приводной рессоры одного из основных двигателей или от электродвигателя и управляемой от гироскопической системы стабилизации-управления электрического или пневматического типа. Устройство для осуществления способа состоит из системы дифференциальной подачи топлива, системы стабилизации-управления по направлению и/или тангажу и блока гироскопических датчиков. Группа изобретений направлена на управление по крену в режиме висения. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к системе активной и пассивной стабилизации судна, такого как корабли, суда для работ на мелководье, буровые вышки, баржи, платформы и подъемные краны, работающие на море. Судно (10) снабжено цистернами (11a-d) для обеспечения плавучести и/или балласта. Цистерны (11a-d) имеют отверстия (12a-d) в днище, обращенные в сторону среды, в которой плавает судно (10). Цистерны (11a-d) независимы одна от другой и имеют отверстия (12a-d), через которые может пройти значительный объем текучей среды без кавитации или другого сопротивления. Система содержит средства (13a-d) подачи текучей среды в цистерны (11a-d), управляемые с обеспечением противодействия воздействию внешних сил на перемещения судна (10). Изобретение также содержит способ активной и способ пассивной стабилизации судна с использованием этой системы. Повышается безопасность экипажа и судов, работающих в условиях открытого моря. 3 н. и 21 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к области судостроения. Способ заключается в использовании задатчика глубины, первого фильтра оценки сигнала глубины, четвертого фильтра оценки сигнала угла дифферента и сумматора, на вход которого вводят сигналы. С выхода сумматора сигнал заданной скорости перекладки руля вводят на вход рулевого привода. Затем используют дополнительно установленные два резервных датчика глубины, два измерителя угла дифферента, четыре фильтра, блок диагностики и коммутации, на вход которого вводят сигналы. В блоке диагностики и коммутации формируют сигналы модуля разности: | h 1 − h _ 1 _ | , | h 1 − h _ 1 _ | , | h 2 − h _ 2 _ | , | ψ 3 − ψ _ 3 _ | , | ψ 2 − ψ _ 2 _ | , | ψ 3 − ψ _ 3 _ | , которые сравнивают с заданной постоянной C1 и C2, если модули разности удовлетворяют условию: | h i − h _ i _ | < C 1 и | ψ i − ψ _ i _ | < C 2 , то сигналы ∑ h _ i _ вводят в блок формирования среднего значения оценки глубины hср. Сигналы ∑ ψ _ i _ вводят в блок формирования среднего значения оценки угла дифферента ψ _ с р _ . Сигнал среднего значения оценки глубины h _ с р _ из блока среднего значения оценки глубины вводят на вход сумматора. Сигнал среднего значения оценки угла дифферента ψ _ с р _ из блока среднего значения оценки угла дифферента вводят на вход сумматора. Повышается точность и надёжность управления движением корабля. 1 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), в частности телекоммуникационных спутников. СТР включает в себя замкнутый жидкостный контур с циркулирующим теплоносителем. Контур содержит такие элементы, как электронасосный агрегат, гидроаккумулятор, коллекторы приборных панелей и панелей радиаторов. Указанные элементы сообщены между собой участками соединительных трубопроводов, проходные входные и выходные сечения которых те же, что и соответствующие им сечения данных элементов. Часть участков соединительных трубопроводов выполнена с одинаковым номинальным эквивалентным внутренним диаметром, меньшим, чем диаметры остальных частей, и с суммарной длиной, удовлетворяющей определенному соотношению. Технический результат изобретения состоит в уменьшении нескомпенсированного кинетического момента от работающей СТР и, следовательно, в снижении массовых затрат рабочего тела системы ориентации и стабилизации КА. 1 ил.
Наверх