Способ формирования цифроаналогового сигнала стабилизации углового положения летательного аппарата по курсу и устройство для его осуществления



Способ формирования цифроаналогового сигнала стабилизации углового положения летательного аппарата по курсу и устройство для его осуществления

 


Владельцы патента RU 2491602:

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

Изобретение относится к способу и устройству управления для бортовых систем стабилизации углового положения летательного аппарата. Техническим результатом изобретения является повышение динамической точности управления и повышение степени бездефицитности управления. Устройство содержит цифровой измеритель углового положения по курсу, измеритель угловой скорости по курсу, цифровой задатчик параметров, цифровой задатчик угла курса, цифровой элемент сравнения, цифровые блоки умножения, цифроаналоговый преобразователь, аналоговый сумматор, цифроаналоговый блок умножения, цифровой дифференцирующий элемент, цифровой сумматор, фильтрующее звено и ограничитель сигнала. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к устройствам управления для бортовых систем стабилизации углового положения летательного аппарата (ЛА) с реализацией на базе цифроаналоговых средств.

Известны способы формирования сигнала стабилизации или управления ЛА для систем, которые содержат задающее воздействие, сигналы измерения угла и угловой скорости, формирование управляющих воздействий на исполнительные приводы ЛА [1].

Известные устройства для реализации таких систем имеют в своем составе задатчик воздействия, измеритель угла, измеритель угловой скорости, сумматор [1].

Недостатком такой реализации является ограниченность выбора коэффициента усиления обратной связи по датчику угловой скорости, ограниченность возможностей управления и приближение к фактору дефицита управления.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению являются цифроаналоговый способ формирования сигнала стабилизации для бортовых систем управления угловым движением ЛА, заключающийся в том, что измеряют текущий дискретный сигнал углового положения ЛА по курсу с тактовой частотой fт, измеряют аналоговый сигнал угловой скорости ЛА по курсу, задают дискретный управляющий сигнал, формируют дискретный сигнал рассогласования между текущим дискретным сигналом углового положения по курсу и заданным дискретным управляющим сигналом, усиливают полученный дискретный сигнал рассогласования с коэффициентом K0, усиливают аналоговый сигнал угловой скорости ЛА с коэффициентом K1, преобразуют дискретную компоненту сигнала управления в сигнал аналогового вида, суммируют сигнал дискретной компоненты рассогласования аналогового вида с усиленным аналоговым сигналом угловой скорости [2].

Наиболее близким устройством, реализующим предложенный способ, является устройство, содержащее цифровой измеритель углового положения по курсу, измеритель угловой скорости по курсу, цифровой задатчик параметров, последовательно соединенные цифровой задатчик угла курса, цифровой элемент сравнения, второй вход которого соединен с выходом цифрового измерителя углового положения по курсу, первый цифровой блок умножения, второй вход которого соединен с первым выходом цифрового задатчика параметров, последовательно соединенные цифроаналоговый преобразователь и аналоговый сумматор, цифроаналоговый блок умножения, первый вход которого соединен с выходом измерителя угловой скорости по курсу, а второй - со вторым выходом цифрового задатчика параметров, а выход цифроаналогового блока умножения соединен со вторым входом аналогового сумматора [2].

Недостатками известных способа и устройства являются ограниченные функциональные возможности, невысокая динамическая точность и дефицит управления при отработке сигналов канала курса, оказывающее значительное влияние на канал крена вследствие наличия в ЛА перекрестной аэродинамической связи от канала курса, что особенно нежелательно при требовании ограничения угла крена.

Решаемой в предложенных способе и устройстве технической задачей является расширение функциональных возможностей, повышение динамической точности управления и повышение степени бездефицитности управления. Предложенным решением достигается функциональная возможность повышения интенсивности управления в целом.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе формирования сигнала управления ЛА, содержащем измерение текущего дискретного сигнала углового положения летательного аппарата с тактовой частотой fт, измерение аналогового сигнала угловой скорости летательного аппарата, задание дискретного управляющего сигнала, формирование дискретного сигнала рассогласования между текущим дискретным сигналом углового положения и заданным дискретным управляющим сигналом, усиление полученного дискретного сигнала рассогласования с коэффициентом K0, усиление аналогового сигнала угловой скорости летательного аппарата с коэффициентом K1, преобразование дискретной компоненты сигнала управления в сигнал аналогового вида, суммирование сигнала дискретной компоненты рассогласования аналогового вида с усиленным аналоговым сигналом угловой скорости, дополнительно выделяют сигнал дискретной производной сигнала рассогласования с тактовой частотой fт, усиливают сигнал дискретной производной сигнала рассогласования с коэффициентом K2, формируют дискретную компоненту сигнала управления суммированием усиленного дискретного сигнала рассогласования и усиленного сигнала дискретной производной сигнала рассогласования, при этом K2=(0,2÷1,5)K1, фильтруют суммарный сигнал, ограничивают отфильтрованный сигнал и воздействуют ограниченным сигналом на исполнительное устройство летательного аппарата, при этом частота fк изменения коэффициентов K0, K1, K2 составляет fk=(0,1÷0,3)fт.

На чертеже представлена блок-схема устройства формирования цифроаналогового сигнала стабилизации, реализующая предложенный способ.

Устройство формирования цифроаналогового сигнала стабилизации содержит цифровой измеритель углового положения по курсу 1 (ЦИУПК), измеритель угловой скорости по курсу 2 (ИУСК), цифровой задатчик параметров 3 (ЦЗП), последовательно соединенные цифровой задатчик угла курса 4 (ЦЗУК), цифровой элемент сравнения 5 (ЦЭС), второй вход которого соединен с выходом цифрового измерителя углового положения по курсу 1, первый цифровой блок умножения 6 (1ЦБУ), второй вход которого соединен с первым выходом цифрового задатчика параметров 3, последовательно соединенные цифроаналоговый преобразователь 7 (ЦАП) и аналоговый сумматор 8 (АС), цифроаналоговый блок умножения 9 (ЦАБУ), первый вход которого соединен с выходом измерителя угловой скорости по курсу 2, а второй - со вторым выходом цифрового задатчика параметров 3, выход цифроаналогового блока умножения 9 соединен со вторым входом аналогового сумматора 8, последовательно соединенные цифровой дифференцирующий элемент 10 (ЦДЭ), вход которого соединен с выходом цифрового элемента сравнения 5, второй цифровой блок умножения 11 (2ЦБУ), второй вход которого соединен с третьим выходом цифрового задатчика параметров, и цифровой сумматор 12 (ЦС), второй вход которого соединен с выходом первого цифрового блока умножения 6, а выход - со входом цифроаналогового преобразователя 7, последовательно соединенные фильтрующее звено 13 (ФЗ), вход которого соединен с выходом аналогового сумматора 8, и ограничитель сигнала 14 (ОС), выход которого является выходом устройства.

Устройство формирования сигнала стабилизации углового положения ЛА по курсу, реализующее предложенный способ, работает следующим образом.

Измеритель 1 измеряет текущий дискретный сигнал угла курса ЛА ψ(t) с тактовой частотой fт. Измеритель 2 измеряет аналоговый сигнал угловой скорости по курсу ωy(t) летательного аппарата. Дискретный цифровой управляющий сигнал ψзад задается задатчиком 4. Цифровой элемент сравнения 5 формирует дискретный сигнал рассогласования между текущим дискретным сигналом углового положения и заданным дискретным управляющим сигналом Δ ψ ( t ) = ψ ( t ) ψ з а д . ( 1 )

Полученный дискретный сигнал рассогласования Δψ(t) в блоке 6 усиливается с коэффициентом К0, определенным в блоке 3. Получаем компоненту сигнала управления

u 1 ( t ) = K 0 Δ ψ ( t ) . ( 2 )

Аналоговый сигнал угловой скорости ωy(t) от измерителя 2 усиливается с коэффициентом K1 в блоке 9 по информации блока 3. Получают демпфирующую аналоговую компоненту

u 2 ( t ) = K 1 ω y ( t ) . ( 3 )

Дискретную компоненту сигнала управления по рассогласованию u4(t) преобразуем цифроаналоговым преобразователем 7 в сигнал аналогового вида u5(t), например, на основе эктраполятора 0-го порядка [3]. Сигнал u5(t) суммируется с сигналом u2(t) в сумматоре 8, получают сигнал

u 6 ( t ) = u 5 ( t ) + u 2 ( t ) . ( 4 )

Полученный суммарный сигнал u6(t) поступает на фильтрующее звено 13 для отстройки от изгибных колебаний ЛА и далее в виде сигнала u7(t) на ограничитель сигнала 14. Ограничитель сигнала 14 определяет распределение нескольких сигналов управления, например, курса, крена, тангажа, задействующих общие рулевые приводы. Для рассматриваемого канала курса это будет сигнал uψ(t). В рассматриваемом устройстве дополнительно выделяют сигнал дискретной производной сигнала рассогласования с тактовой частотой fт в блоке 10, например, на основе вычисления скорости приращения сигнала рассогласования

Δ ψ ˙ ( t ) = ( Δ ψ i ( t ) Δ ψ i 1 ( t ) ) / T T , ( 5 )

где i - i-й шаг, Tт=1/fT.

Полученный сигнал дискретной производной сигнала рассогласования Δ ψ ˙ ( t ) усиливают с коэффициентом K2 в блоке 11 по информации блока 3, то есть получают сигнал

u 3 = K 2 Δ ψ ˙ ( t ) . ( 6 )

Дискретную компоненту сигнала управления u4(t) получают суммированием усиленного дискретного сигнала рассогласования u1(t) и усиленного сигнала дискретной производной сигнала рассогласования u3(t), то есть

u 4 ( t ) = u 1 ( t ) + u 3 ( t ) . ( 7 )

Формирование дополнительной, цифровой компоненты сигнала управления и соответствующего канала вызвано недостаточностью в реальных цифроаналоговых преобразователях уровня коэффициента демпфирования, что влечет в том числе и возникновение дефицита управления.

Необходимо отметить, что степень усиления сигнала производной сигнала рассогласования K2 составляет (0,2÷1,5) степени усиления аналогового сигнала угловой скорости ЛА K1; частота fк изменения коэффициентов K0, K1, K2 составляет fk=(0,1÷0,3)fт.

Все функции формирования сигнала стабилизации могут быть реализованы на элементах автоматики и вычислительной техники [4] и программно-алгоритмически

Предложенное решение позволяет расширить функциональные возможности системы, снизить фактор дефицита управления и повысить динамическую точность управления в канале курса и уменьшить выбросы в канале крена.

Источники информации

1. И.А. Михалев и др. Системы автоматического управления самолетом. М.: Машиностроение, 1987 г., с.174.

2. Патент №2367992 от 20.09.2009 г., G05D 1/00.

3. Б. Куо. Теория и проектирование цифровых систем управления. М.: Машиностроение, 1986 г., с.32-36, 63.

4. А.У. Ялышев, О.И. Разоренов. Многофункциональные аналоговые регулирующие устройства автоматики, М.: Машиностроение, 1981 г., с.121.

1. Способ формирования цифроаналогового сигнала стабилизации углового положения летательного аппарата по курсу, основанный на комплексировании сигналов дискретной компоненты по углу с тактовой частотой fт, частичной аналоговой компоненты демпфирования и частичной дискретной компоненты демпфирования с тактовой частотой fт и заключающийся в том, что измеряют текущий дискретный сигнал углового положения летательного аппарата с тактовой частотой fт, измеряют аналоговый сигнал угловой скорости летательного аппарата, задают дискретный управляющий сигнал, формируют дискретный сигнал рассогласования между текущим дискретным сигналом углового положения и заданным дискретным управляющим сигналом, усиливают полученный дискретный сигнал рассогласования с коэффициентом K0, усиливают аналоговый сигнал угловой скорости летательного аппарата с коэффициентом K1, преобразуют дискретную компоненту сигнала управления в сигнал аналогового вида, суммируют сигнал дискретной компоненты рассогласования аналогового вида с усиленным аналоговым сигналом угловой скорости, отличающийся тем, что выделяют сигнал дискретной производной сигнала рассогласования с тактовой частотой fт, усиливают сигнал дискретной производной сигнала рассогласования с коэффициентом K2, формируют дискретную компоненту сигнала управления суммированием усиленного дискретного сигнала рассогласования и усиленного сигнала дискретной производной сигнала рассогласования, при этом коэффициент K2=(0,2÷1,5)K1, фильтруют суммарный сигнал, ограничивают отфильтрованный сигнал и воздействуют ограниченным сигналом на исполнительное устройство летательного аппарата, при этом частота fк изменения коэффициентов K0, K1, K2 составляет fк≈(0,1-0,3)fт.

2. Устройство формирования цифроаналогового сигнала стабилизации углового положения летательного аппарата по курсу, содержащее цифровой измеритель углового положения по курсу, измеритель угловой скорости по курсу, цифровой задатчик параметров, последовательно соединенные цифровой задатчик угла курса, цифровой элемент сравнения, второй вход которого соединен с выходом цифрового измерителя углового положения по курсу, первый цифровой блок умножения, второй вход которого соединен с первым выходом цифрового задатчика параметров, последовательно соединенные цифроаналоговый преобразователь и аналоговый сумматор, цифроаналоговый блок умножения, первый вход которого соединен с выходом измерителя угловой скорости по курсу, а второй - со вторым выходом цифрового задатчика параметров, а выход цифроаналогового блока умножения соединен со вторым входом аналогового сумматора, отличающееся тем, что оно содержит последовательно соединенные цифровой дифференцирующий элемент, вход которого соединен с выходом цифрового элемента сравнения, второй цифровой блок умножения, второй вход которого соединен с третьим выходом цифрового задатчика параметров, и цифровой сумматор, второй вход которого соединен с выходом первого цифрового блока умножения, а выход - со входом цифроаналогового преобразователя, и последовательно соединенные фильтрующее звено, вход которого соединен с выходом аналогового сумматора, и ограничитель сигнала, выход которого является выходом устройства.



 

Похожие патенты:

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

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 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.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам управления полетом летательных аппаратов. Устройство (5) содействия пилотированию содержит вычислительный блок (10) и блок (20) визуального отображения. Вычислительный блок (10) исполняет записанные в памяти команды для определения, по меньшей мере, одного запаса тяги (ΔР) воздушного винта между текущей тягой, создаваемой этим воздушным винтом, и пороговой тягой, соответствующей пределу отрицательной мощности (Pmin), и для определения главного минимального общего угла наклона траектории относительно земли, которому может следовать снижающийся летательный аппарат в зависимости от указанного запаса тяги (ΔР). Вычислительный блок выводит на блок (20) визуального отображения главный символ (25) минимального общего угла наклона траектории относительно земли, которому может следовать снижающийся летательный аппарат (1), причем этот главный символ (25) появляется в виде наложения на изображение (21) окружения, находящегося спереди летательного аппарата (1), что обеспечивает безопасное снижение винтокрылого летательного аппарата. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх