Способ грубого управления пространственным движением самолета и система его реализации



Способ грубого управления пространственным движением самолета и система его реализации
Способ грубого управления пространственным движением самолета и система его реализации

 


Владельцы патента RU 2587773:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет) (МАИ) (RU)

Группа изобретений относится к способу и системе грубого управления пространственным движением самолета. Для управления пространственным движением самолета формируют сигналы задания по углу крена и рысканья, измеряют углы крена, рысканья и тангажа, формируют сигналы управления по углу крена и рысканья, при этом формируют сигналы разности между эталонными сигналами крена и рысканья и измеренными сигналами по углу крена и рысканья соответственно, полученные сигналы разности отдельно интегрируют, дифференцируют, масштабируют и суммируют первый сигнал разности с сигналом управления по углу крена, второй сигнал разности с сигналом управления по углу тангажа. Система грубого управления содержит задатчики угла крена и рысканья, два регулятора, два исполнительных устройства, датчики углов крена, рысканья и тангажа, две эталонные модели, шесть усилителей, четыре сумматора, два дифференциатора, два интегратора, соединенные определенным образом. Обеспечивается устойчивость движения при нестационарных параметрах полета и действии адаптивных помех. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области систем управления, а именно к системам автоматического управления нестационарным объектом, в частности к способам и системам управления пространственным движением самолета.

Известен способ пространственного управления самолетом [1], заключающийся в том, что формируют сигнал задания по углу крена, формируют сигнал задания по углу рыскания, измеряют угол крена, измеряют угол рыскания, измеряют угол тангажа, формируют сигналы управления по углу крена и по углу рыскания.

Известна система управления самолетом [1], содержащая последовательно соединенные задатчик угла рыскания, первый регулятор, первое исполнительное устройство и объект управления (самолет), последовательно соединенные задатчик угла крена, второй регулятор и второе исполнительное устройство, выход которого соединен со вторым входом объекта управления, первый выход которого соединен через датчик угла рыскания с первыми входами первого и второго регуляторов, второй выход через датчик угла тангажа соединен со вторыми входами первого и второго регуляторов, третий выход через датчик угла крена соединен с третьими входами первого и второго регуляторов, к четвертым входам которых подключены соответственно задатчик угла рыскания и задатчик угла крена.

К недостаткам известных способа и системы управления пространственным движением самолета относится изменение качества переходного процесса и потеря устойчивости системы управления при нестационарных параметрах самолета, которые меняются в процессе полета на разных высотах и при действии адаптивных помех (например, в виде действия ветра).

С целью обеспечения устойчивости движения и обеспечения заданного желаемого вида переходных процессов при действии координатных f(t) и параметрических F(t) помех способ управления отличается тем, что формируют эталонный сигнал по углу крена, формируют эталонный сигнал по углу рыскания, определяют первый сигнал разности между эталонным сигналом по углу крена и углом крена, определяют второй сигнал разности между эталонным сигналом по углу рыскания и углом рыскания, первый сигнал разности отдельно интегрируют, дифференцируют, масштабируют и суммируют с сигналом управления по углу крена, второй сигнал разности отдельно масштабируют, дифференцируют, интегрируют и суммируют их с сигналом управления по углу тангажа, а система управления отличается тем, что дополнительно содержит две эталонные модели, шесть усилителей, четыре сумматора, два дифференциатора и два интегратора, выход задатчика угла рыскания через последовательно соединенные первую эталонную модель, первый сумматор, первый усилитель, первый интегратор и второй сумматор подключен к пятому входу первого регулятора, выход задатчика угла крена через последовательно соединенные вторую эталонную модель, третий сумматор, второй усилитель, второй интегратор и четвертый сумматор подключен к пятому входу второго регулятора, выход первого сумматора соединен со вторым входом второго сумматора через последовательно соединенные третий усилитель и первый дифференциатор, а с третьим входом второго сумматора - через четвертый усилитель, выход третьего сумматора подключен ко второму входу четвертого сумматора через последовательно соединенные пятый усилитель и второй дифференциатор, а к третьему входу - через шестой усилитель.

Изобретение поясняется чертежом, на котором приняты следующие обозначения:

1 - первая эталонная модель;

2 - первый сумматор;

3, 4, 5 - соответственно первый, третий и четвертый усилители;

6 - первый интегратор;

7 - второй дифференциатор;

8 - второй сумматор;

9 - первый регулятор;

10 - первое исполнительное устройство;

11 - объект управления (самолет);

12 - датчик угла рыскания;

13 - второй регулятор;

14 - второе исполнительное устройство;

15 - датчик угла тангажа;

16 - датчик угла крена;

17, 18 - соответственно второй и пятый усилители;

19 - второй интегратор;

20 - второй дифференциатор;

21 - шестой усилитель;

22 - вторая эталонная модель;

23 - третий сумматор;

24 - задатчик угла рыскания;

25 - задатчик угла крена;

26 - четвертый сумматор.

Рассматриваются линейный объект управления 11 первого порядка, исполнительные устройства 10 и 14 первого порядка, датчики углов рыскания 12 и крена 16 безынерционные.

В [1] показано каким образом сформировать управления δ1(t) и δ2(t), которые позволяют независимо друг от друга управлять соответственно углом рыскания ψ(t) и углом крена φ(t). Однако при действии координатных f(t) и параметрических F(t) помех значения ψ(t) и φ(t) на выходе объекта управления 11 меняются и не соответствуют, в общем случае, заданным соответственно ψ2(t) и φ2(t). При этом может быть значительное отклонение переходных процессов от желаемых. Изменение параметров объекта управления 11 под действием помех F(t) может привести к потере устойчивости при широком диапазоне изменения параметров самолета на разных высотах полета.

Функционирование системы по двум идентичным каналам управления самолетом по углу рыскания ψ(t) и крена φ(t) представлено в [1].

Канал управления по углу рыскания состоит из последовательно соединенных задатчика угла рыскания 24, первого регулятора 9, первого исполнительного устройства 10, объекта управления 11 и датчика угла рыскания 12, выход которого соединен первыми входами первого 9 и второго 11 регуляторов.

По углу крена φ(t) объекта управления 11 аналогично каналу управления по углу рыскания ψ(t) управление происходит с помощью замкнутого контура, включающего задатчик угла крена 25, второй регулятор 13, объект управления 11 и датчик угла крена 16, выходом подключенного к третьим входам первого 9 и второго 13 регуляторов.

Эталонные модели 1 и 22 имеют такие параметры, чтобы они были устойчивы и обеспечивали заданные переходные процессы по каналам управления соответственно по рысканию ψ(t) и по крену.

Отклонение выхода ψ(t) объекта управления 11 от заданного ψ3(t) на выходе первой эталонной модели 1 приводит к появлению ошибки εε13(t)-ψ(t) выходе первого сумматора 2. Затем сигнал ошибки усиливается усилителями 3, 4 и 5, интегрируется (первым интегратором 6), дифференцируется (первым дифференциатором 7). Сумма полученных пропорциональной, интегральной и дифференциальной составляющих на выходе второго сумматора 8 k 1 ε 1 + k 1 ε ˙ 1 + k 3 0 t ε ε 1 ( t ) поступает в качестве корректирующего сигнала на вход первого регулятора 9. В результате при εε1(t)=0 значение ψ(t) будет равно желаемому значению сигнала ψ3(t).

Коррекция сигнала ошибки εε13(t)-φ(t) осуществляется аналогично коррекции сигнала ошибки εε1(t) с помощью соединения (как показано на чертеже) второй эталонной модели 22, третьего 23 и четвертого сумматоров, четвертого 17, пятого 18 и шестого 21 усилителей, второго интегратора 19 и второго дифференциатора.

По сути регуляторы 9 и 13 представляют собой сумматоры [1].

В результате при действии помех F(t) и f(t) значения ψ(t) и φ(t) будут близкими соответственно ψ2(t) и φ2(t).

Таким образом, технический результат от использования изобретения позволяет повысить качество переходных процессов и повысить запас устойчивости системы грубого управления.

Изобретательский уровень предложенного технического решения подтверждается отличительными частями формулы изобретения на способ грубого управления и системы для его реализации.

Литература

1. В.Д. Елисеев, А.К. Комаров «Многомерные модально-инвариантные системы управления». М.: Издательство МАИ, 1989, стр. 2-10.

1. Способ грубого управления пространственным движением самолета, заключающийся в том, что формируют сигнал задания по углу крена, формируют сигнал задания по углу рыскания, измеряют угол крена, измеряют угол рыскания, измеряют угол тангажа, формируют сигналы управления по углу крена и по углу рыскания, отличающийся тем, что формируют эталонный сигнал по углу рыскания, определяют первый сигнал разности между эталонным сигналом по углу крена и углом крена, определяют второй сигнал разности между эталонным сигналом по углу рыскания и углом рыскания, первый сигнал разности отдельно интегрируют, дифференцируют, масштабируют и суммируют с сигналом управления по углу крена, второй сигнал разности отдельно масштабируют, дифференцируют, интегрируют и суммируют их с сигналом управления по углу тангажа.

2. Система грубого управления пространственным движением самолета, содержащая последовательно соединенные задатчик угла рыскания, первый регулятор, первое исполнительное устройство и объект управления (самолет), последовательно соединенные задатчик угла крена, второй регулятор и второе исполнительное устройство, выход которого соединен со вторым входом объекта управления, первый выход которого соединен через датчик угла рыскания с первыми входами первого и второго регуляторов, второй выход через датчик угла тангажа соединен со вторыми входами первого и второго регуляторов, третий выход через датчик угла крена соединен с третьими входами первого и второго регуляторов, к четвертым входам которых подключены соответственно задатчик угла рыскания и задатчик угла крена, отличающаяся тем, что дополнительно содержит две эталонные модели, шесть усилителей, четыре сумматора, два дифференциатора и два интегратора, выход задатчика угла рыскания через последовательно соединенные первую эталонную модель, первый сумматор, первый усилитель, первый интегратор и второй сумматор подключен к пятому входу первого регулятора, выход задатчика угла крена через последовательно соединенные вторую эталонную модель, третий сумматор, второй усилитель, второй интегратор и четвертый сумматор подключен к пятому входу второго регулятора, выход первого сумматора соединен со вторым входом второго сумматора через последовательно соединенные третий усилитель и первый дифференциатор, а с третьим входом второго сумматора - через четвертый усилитель, выход третьего сумматора подключен ко второму входу четвертого сумматора через последовательно соединенные пятый усилитель и второй дифференциатор, а к третьему входу - через шестой усилитель.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к авиационной технике. Техническим результатом является повышение эффективности пространственной ориентации пилотов.

Заявленное изобретение относится к способу управления летательным аппаратом (ЛА) Для захода ЛА на навигационную точку с заданного направления измеряют параметры движения ЛА, формируют заданный курс и линейную дальность до точки касания заданной вынесенной окружности в зависимости от координат ЛА, истинного угла сноса, радиуса и координат центра вынесенной окружности в системе координат, связанной с навигационной точкой (НТ), формируют сигнал управления креном ЛА с учетом рассогласования между истинным и заданным курсами, изменяют курс ЛА с учетом сформированного сигнала управления по крену, при развороте ЛА учитывают фиктивный угол сноса, сформированный пропорционально рассогласованию между заданным направлением захода на НТ и направлением на точку касания заданной вынесенной окружности с учетом текущей линейной дальности до точки касания заданной окружности и текущего положения ЛА относительно линии заданного направления захода на НТ.

Изобретение относится к системам управления и может быть использовано при разработке систем управления подвижными объектами, обеспечивающими их перемещение вдоль заданной траектории с заданной траекторной скоростью, или в заданную точку вдоль заданной траектории без предъявления требований к траекторной скорости, или в заданную точку с нулевой конечной скоростью.

Заявленное изобретение относится к способу управления самолетом в продольном канале при посадке. Для посадки самолету сообщают целевую воздушную скорость и поворачивают руль высоты на целевой угол поворота, осуществляют сброс тяги двигателей при снижении вертикальной скорости самолета до заданного значения.

Группа изобретений относится к управлению подъемно-транспортной машиной. Технический результат - повышение безопасности подъемно-транспортной машины за счет регулирования скорости машины на основании мониторинга массы груза и расстояния до препятствий.

Изобретение относится к способу автономной локализации самоходного моторизованного транспортного средства внутри известной окружающей среды с применением по меньшей мере одного датчика.

Группа изобретений относится к погрузочно-разгрузочным транспортным средствам и способам их маневрирования. Для осуществления корректирующего маневра поворота получают данные от датчиков сенсорных устройств, автоматически корректируют маневр поворота определенным образом на основании полученных данных в зависимости от заранее определенных зон, в которых обнаружен объект, или требуемого расстояния до выбранного объекта, или по запросу оператора, определяющего с какой стороны от препятствия выдерживать требуемое расстояние.

Изобретение относится к вычислительной технике. Технический результат - повышение быстродействия системы.

Изобретение относится к системам и способам обеспечения предельных величин параметров управления транспортными средствами при использовании автоматического режима управления.

Изобретение относится к области навигационных систем для промышленных транспортных средств. Технический результат заключается в облегчении навигации автоматизированных транспортных средств.

Система автоматического управления углом тангажа и ограничения предельных значений параметров летательного аппарата содержит задатчик угла тангажа, вычислитель автопилота угла тангажа, алгебраический селектор, сервопривод руля высоты, датчик угла тангажа, задатчик максимального угла атаки, вычислитель автомата ограничения угла атаки, датчик угла атаки, задатчик максимальной нормальной перегрузки, вычислитель автомата ограничения нормальной перегрузки, датчик нормальной перегрузки.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам управления летательными аппаратами. Способ управления летательным аппаратом (1) с вращающейся несущей поверхностью с высокой скоростью движения, содержащим фюзеляж (2), по меньшей мере, один несущий винт (3), по меньшей мере, один тяговый винт (4) изменяемого шага, по меньшей мере, два полукрыла (11, 11'), расположенные с одной и другой стороны фюзеляжа (2), по меньшей мере, одно горизонтальное оперение (20), оборудованное подвижной поверхностью (21, 21'), и, по меньшей мере, одну силовую установку (2), приводящую во вращение упомянутый несущий винт (3) и каждый тяговый винт (4), включает определение общей подъемной силы летательного аппарата, регулирование подъемной силы каждого полукрыла (11, 11'), воздействуя на привод закрылков (12) таким образом, чтобы подъемная сила полукрыльев была равна первой заранее определенной процентной части общей подъемной силы.

Система автоматического управления самолетом при снижении содержит навигационно-измерительный комплекс, первый и второй масштабные блоки, четыре сумматора, два нелинейных блока, интегратор, блок перемножения сигналов, перегрузочный автомат продольного управления (АПУ), руль высоты, рулевой привод.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам автоматического управления полетом. Устройство (10) автоматического пилотирования летательного аппарата (1) с несущим винтом, содержащего, по меньшей мере, один толкающий винт (2), при этом упомянутый несущий винт содержит, по меньшей мере, один винт (3), оборудованный множеством лопастей (3'), содержит блок (15) обработки, взаимодействующий, по меньшей мере, с общей цепью (7) управления общим шагом упомянутых лопастей (3').

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами и обеспечивает заход самолета на посадку в аварийных ситуациях, связанных с отказом как штатных бортовых автоматических радиокомпасов (АРК), так и наземных средств привода самолетов дальних приводных радиомаяков (ДПРМ) в точку начала снижения (ТНС).

Изобретение относится к системам автоматического управления (САУ) летательными аппаратами. Система состоит из последовательно соединенных: задатчика угла курса, первого элемента сравнения, вычислителя заданного угла крена, второго элемента сравнения, последовательно соединенных: вычислителя автопилота угла крена, сервопривода элеронов.

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам обеспечения безопасности и предупреждения летных происшествий одновинтовых вертолетов на стартовых и взлетно-посадочных режимах.

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 бортовым системам автоматического управления летательными аппаратами (ЛА). .

Изобретение относится к области систем автоматического управления (САУ) углом тангажа летательного аппарата (ЛА). .

Летательный аппарат по каждому из вариантов содержит фюзеляж, сверхзвуковые крылья, топливные баки, двигатель и шасси. Первый вариант снабжен дозвуковыми отстреливающимися крыльями в комбинации со сверхзвуковыми крыльями. Второй вариант снабжен отклоняющимся аэродинамическим щитком, расположенным в днище носовой, передней части фюзеляжа внизу центроплана под кабиной и аэродинамически связанным с крыльями. Третий вариант имеет сжимаемые топливные баки, которые расположены в нишах для уборки шасси. Взлетно-посадочное шасси по каждому из вариантов имеет амортизационную стойку. Первый вариант выполнен так, что тележка взлетного шасси расположена под тележкой посадочного шасси на одной амортизационной стойке. Второй вариант выполнен так, что взлетное шасси имеет крыло-опору для посадочного шасси. Способ подъема в воздух летательного аппарата в первом варианте включает его разгон по поверхности взлетной полосы, отрыв от ее поверхности с последующим сбросом взлетного шасси так, что оно толкает посредством энергии пороховых зарядов летательный аппарат вертикально в верх. Во время отрыва от поверхности взлетной полосы летательный аппарат выводят на максимальный угол атаки посредством энергии толчка передней стойки взлетного шасси при положении устройства управления пилотированием на минимальный угол атаки, при нахождении органов управления по тангажу сзади центра тяжести летательного аппарата. Способ подъема в воздух летательного аппарата во втором варианте основан на поднятии передней стойки ноги посадочного шасси при скорости, равной скорости отрыва от поверхности взлетной полосы. Прижимают переднюю стойку посадочного шасси и взлетного шасси, отжав штурвал управления полностью от себя, а затем поднимают переднюю стойку шасси, взяв штурвал на себя до упора. Способ подъема в воздух летательного аппарата в третьем варианте включает выпуск закрылков, предкрылков механизации крыла, выпуск крыла, уменьшение угла установки крыла, включение двигателей, снятие с тормозов, выведение двигателей на взлетный режим. Механизацию крыла выпускают в положение взлет, а отражающие аэродинамические экранирующие щитки нижние, в центроплане крыла и в носу - после выведения на взлетный режим. Группа изобретений направлена на расширение арсенала технических средств. 8 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх