Способ стабилизации заданной высоты полета



Способ стабилизации заданной высоты полета
Способ стабилизации заданной высоты полета
Способ стабилизации заданной высоты полета
Способ стабилизации заданной высоты полета

 


Владельцы патента RU 2588174:

Акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (АО "МИЭА") (RU)

Изобретение относится к способу стабилизации заданной высоты полета. Для стабилизации заданной высоты полета используют сигналы с пульта управления САУ заданной высоты полета и заданного расстояния до программно имитируемой цели, сигналы из системы измерения параметров полета, формируют управляющий сигнал на привод руля высоты определенным образом, используют последовательные шаги управляющих воздействий, запоминая сигнал предыдущего шага для его переопределения, изменяют с пульта управления САУ сигнал расстояния до программно имитируемой цели при необходимости дополнительной адаптации закона управления. Обеспечивается реализация адаптивного, дискретно-непрерывного, форсированного управления рулем высоты для стабилизации высоты полета. 4 ил.

 

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому способу является известный способ стабилизации заданной высоты полета, основанный на использовании сигналов с пульта управления САУ в виде сигналов заданной высоты полета и заданного расстояния до программно имитируемой «цели», а также сигналов из системы измерения параметров полета, прием и обработка которых осуществляется в вычислительной системе автоматического управления полетом, с последующим формированием управляющего сигнала на привод руля высоты, скорректированного суммарной реакцией на угол между вектором траекторной скорости самолета и заданным кратчайшим расстоянием до программно имитируемой «цели», а также на скорость изменения этого угла, на демпфирующие составляющие в виде угловой скорости вращения самолета и скорости ее изменения [Навигация и управление летательными аппаратами. / Под общей редакцией А.Г. Кузнецова / Труды МИЭА. Выпуск 4. Москва, 2011, с. 12-20].

Недостатком известного способа является необходимость предварительного расчета опорной траектории с последующим ее выдерживанием в ходе решения терминальной задачи управления без возможности дополнительной адаптации закона управления под изменяющиеся условия полета.

Задачей изобретения является устранение недостатков прототипа.

Техническим результатом является возможность реализации адаптивного, дискретно-непрерывного, форсированного управления рулем высоты, направленного на минимизацию разницы между текущей и заданной высотой полета, а также повышение точности стабилизации заданной высоты полета.

Заявленный технический результат в предлагаемом способе достигается тем, что способ стабилизации заданной высоты полета основан на использовании сигналов с пульта управления САУ в виде сигналов заданной высоты полета и заданного расстояния до программно имитируемой «цели», а также сигналов из системы измерения параметров полета, прием и обработка которых осуществляется в вычислительной системе автоматического управления полетом, с последующим формированием управляющего сигнала на привод руля высоты, скорректированного суммарной реакцией на угол между вектором траекторной скорости самолета и заданным кратчайшим расстоянием до программно имитируемой «цели», а также на скорость изменения этого угла, на демпфирующие составляющие в виде угловой скорости вращения самолета и скорости ее изменения, при этом согласно предлагаемому способу при формировании управляющего сигнала на привод руля высоты в суммарную реакцию на наблюдаемые параметры движения добавляется компенсация влияния угла крена на точность стабилизации заданной высоты полета, при этом управляющий сигнал на привод руля высоты каждого последующего шага управляющего воздействия формируется посредством циклического переопределения предварительно запомненного управляющего сигнала предыдущего шага управляющего воздействия, а возможность дополнительной адаптации закона управления под изменяющиеся условия полета реализуется изменением с пульта управления САУ расстояния до программно имитируемой «цели» в пределах установленных ограничений.

Предлагаемый способ стабилизации заданной высоты полета основан на наведении вектора траекторной скорости на воображаемую точку («цель»), которая движется на постоянном (заданном) удалении от центра масс самолета (Lц) на заданной высоте (Нц). Наведение на «цель» обеспечивается минимизацией угла (εц) между вектором траекторной скорости и направлением на «цель» (см. фиг. 1). По отношению к вектору траекторной скорости величина εц определяется заданным расстоянием до «цели» (Lц):

- с увеличением расстояния до «цели» εц уменьшается,

- с уменьшением расстояния до «цели» εц увеличивается.

Очевидно, что используя в законе управления рулем высоты реакцию на εц, можно изменять строгость управления:

- с увеличением расстояния до «цели» управление становится менее строгое (уменьшается весовой вклад реакции на εц в законе управления рулем высоты),

- с уменьшением расстояния до «цели» управление становится более строгое (увеличивается весовой вклад реакции на εц в законе управления рулем высоты).

Изменение расстояния до «цели» позволяет адаптироваться к условиям полета: в спокойной атмосфере расстояние до «цели» увеличивается, а в условиях атмосферных возмущений - Lц уменьшается. В законе управления рулем высоты кроме реакции на εц учитывается демпфирование (реакция на угловую скорость тангажа ωz, скорость ее изменения с заданными коэффициентами усиления) и компенсация влияния угла крена

где σBi - управляющий сигнал на привод руля высоты, сформированный на i-ом шаге управляющего воздействия;

σBi-1 - начальное значение управляющего сигнала на привод руля высоты;

- коэффициент усиления сигнала εц;

- коэффициент усиления сигнала ;

- коэффициент усиления сигнала ;

- коэффициент усиления сигнала ;

Кγ - коэффициент усиления сигнала

Возможность реализации предложенного способа стабилизации заданной высоты полета может быть обеспечена посредством системы автоматического управления самолетом, сущность которой представлена на фиг. 2.

Система автоматического управления состоит из следующих функциональных элементов:

- система измерения параметров полета 1

- вычислительная система, представляющая собой блок формирования управляющего сигнала на привод руля высоты 2;

- датчик измерения угловой скорости тангажа (ωz) 3;

- датчик измерения угла крена (γ) 4;

- датчик измерения высоты полета (Н) (барометрический и/или радиовысоты) 5;

- датчик измерения угла наклона траектории (Θ) 6;

- аналоговый фильтр 7;

- усилитель 8;

- изодромное звено 9;

- усилитель 10;

- блок компенсации 11;

- усилитель 12;

- вычислитель 13;

- изодромное звено 14;

- изодромное звено 15;

- усилитель 16;

- усилитель 17;

- сумматор 18;

- запоминающее устройство 19.

Система автоматического управления, реализующая заявленный способ, работает следующим образом.

Система измерения параметров полета 1 принимает сигналы от датчиков 3, 4, 5, 6. Сигнал с датчика измерения угловой скорости тангажа 3 предварительно фильтруется аналоговым фильтром 7. Аналоговая фильтрация позволяет избежать «сдвига» частот: преобразования высокочастотных входных колебаний с частотами, превосходящими частоту работы вычислителя, в низкочастотные выходные колебания. Величина постоянной времени фильтра 7 выбирается исходя из условий обеспечения заданных характеристик устойчивости.

Фильтрованный сигнал с датчика измерения угловой скорости тангажа 3 с одной стороны усиливается в усилителе 8 коэффициентом усиления и подается на сумматор 18, с другой стороны пропускается через изодромное звено 9 для получения производной которая после усиления коэффициентом в усилителе 10 также подается на сумматор 18.

Сигнал с датчика измерения угла крена 4 формирует в блоке компенсации 11 сигнал компенсации влияния угла крена на точность стабилизации заданной высоты полета который после усиления коэффициентом - Kγ в усилителе 12 подается на сумматор 18.

Для формирования сигналов и используются сигналы с датчиков 3 (Н), 4 (Θ) и заданные с пульта управления САУ (на фиг. 2 не обозначен) сигналы заданной высоты полета (Нзад) и заданного расстояния до программно имитируемой «цели» (Lц). На величину заданной Lц посредством вычислителя 13 устанавливается пультовое ограничение по результатам запаса устойчивости формируемого закона управления и условия где ΔН=Н-Нзад. Для получения производных и сигналы с датчиков 5 и 6 пропускаются через соответствующие изодромные звенья 14, 15.

Сформированные сигналы εц и после усиления соответствующими коэффициентами усиления и в усилителях 16 и 17 подаются на сумматор 18.

Для реализации форсированного дискретно-непрерывного управления на шаге дискретности вычислителя ΔT формируется циклическое переопределение сформированного на сумматоре 8 управляющего сигнала 7 (σBi с запоминанием управляющего сигнала предыдущего шага (σBi-1) в запоминающем устройстве 19. При первом подключении режима σBi-1=0.

На фиг. 3 приведены некоторые результаты математического моделирования стабилизации заданной высоты полета Нзад=400 м в условиях сильного вертикального сдвига ветра (вертикальная составляющая скорости ветра меняется от +15 м/с до -15 м/с) для самолета Ту-204СМ. Максимальное отклонение от заданной высоты полета не превышает 10 м, а максимальное изменение нормальной перегрузки не превышает величины 0,076. Перемещение стабилизатора определяется режимом автобалансировки.

На фиг. 4 приведены результаты математического моделирования режима стабилизации заданной высоты полета в условиях торможения и разгона по скорости применительно к самолету Ан-70.

Способ стабилизации заданной высоты полета, основанный на использовании сигналов с пульта управления САУ в виде сигналов заданной высоты полета и заданного расстояния до программно имитируемой «цели», а также сигналов из системы измерения параметров полета, прием и обработка которых осуществляется в вычислительной системе автоматического управления полетом, с последующим формированием управляющего сигнала на привод руля высоты, скорректированного суммарной реакцией на угол между вектором траекторной скорости самолета и заданным кратчайшим расстоянием до программно имитируемой «цели», а также на скорость изменения этого угла, на демпфирующие составляющие в виде угловой скорости вращения самолета и скорости ее изменения, отличающийся тем, что при формировании управляющего сигнала на привод руля высоты в суммарную реакцию на наблюдаемые параметры движения добавляется компенсация влияния угла крена на точность стабилизации заданной высоты полета, при этом управляющий сигнал на привод руля высоты каждого последующего шага управляющего воздействия формируется посредством циклического переопределения предварительно запомненного управляющего сигнала предыдущего шага управляющего воздействия, а возможность дополнительной адаптации закона управления под изменяющиеся условия полета реализуется изменением с пульта управления САУ расстояния до программно имитируемой «цели» в пределах установленных ограничений.



 

Похожие патенты:

Способ автоматического совмещения продольной оси летательного аппарата с осью взлетно-посадочной полосы (ВПП) относится к области радиотехники и систем управления и может быть использовано при организации автоматического привода и посадки летательного аппарата на ВПП. Новым в способе автоматического совмещения продольной оси летательного аппарата с осью ВПП является размещение в плоскости ВПП вдоль ее оси нескольких ретрансляторов, каждый из которых своими антеннами первично принимает исходные высокочастотные колебания, сдвигает частоту этих колебаний на свою определенную частоту и вновь своими антеннами вторично излучает в направлении антенн первичного излучения, расположенных на плоскостях крыльев летательного аппарата. Двумя антеннами интерферометра летательного аппарата трансформированные высокочастотные колебания вторично принимают и смешивают с исходными высокочастотными колебаниями, в результате чего в каждом канале интерферометра летательного аппарата выделяют комбинационные низкочастотные составляющие разности исходных и трансформированных по частоте высокочастотных колебаний.

Группа изобретений относится к беспилотному летательному аппарату и способу предупреждения его столкновения с посторонним воздушным судном. Для предупреждения столкновения определяют положение постороннего воздушного судна относительно беспилотного летательного аппарата, измеряют угловую скорость постороннего воздушного судна в горизонтальной плоскости, определяют, оснащено ли постороннее воздушное судно системой TCAS, следуют по предварительно определенной траектории уклонения согласно полученному извещению от TCAS постороннего воздушного судна.

Группа изобретений относится к способу и системе автоматического управления самолетом. Для автоматического управления самолетом при посадке используют сигналы радиовысоты, вертикальной скорости, формируют управляющий сигнал на руль высоты и на привод регулятора тяги двигателей, добавляют корректирующие сигналы компенсации влияния ветра на руль высоты и на привод регулятора тяги.

Изобретение относится к области управления полетами планирующих беспилотных летательных аппаратов (БЛА) и может быть использовано при планировании их маршрутов и соответствующих траекторий.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения, в частности к способу управления траекторией летательного аппарата (ЛА) при заходе на посадку. Техническим результатом является повышение безопасности совершения посадки ЛА.

Изобретение относится к способу управления траекторией летательного аппарата (ЛА) при посадке на незапрограммированный аэродром. Техническим результатом является повышение безопасности полета ЛА.

Изобретение относится к способу управления траекторией летательного аппарата (ЛА) при посадке на незапрограммированный аэродром. Техническим результатом является повышение безопасности полета ЛА.

Интеллектуальная система поддержки экипажа (ИСПЭ) относится к области бортового оборудования, предназначена для установки на летательные аппараты (ЛА) и может быть использована для функционального диагностирования технического состояния авиационной техники.

Изобретение относится к области авиационной техники и предназначено для реализации на борту самолета функций аудио- и видеонаблюдения, автоматического сбора данных и регистрации путем записи речевой, звуковой, видео- и параметрической информации в защищенных бортовых накопителях.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам бортового оборудования вертолетов. Система обнаружения помех для посадки и взлета вертолета включает ультразвуковые устройства сканирования (1), каждое из которых состоит, по меньшей мере, из средств для передачи ультразвукового сигнала в направлении вниз и получения отраженного ультразвукового сигнала.
Наверх