Способ формирования сигнала управления угловым движением беспилотного летательного аппарата при широком спектре возмущающих воздействий и система управления для его осуществления



Способ формирования сигнала управления угловым движением беспилотного летательного аппарата при широком спектре возмущающих воздействий и система управления для его осуществления
Способ формирования сигнала управления угловым движением беспилотного летательного аппарата при широком спектре возмущающих воздействий и система управления для его осуществления

 


Владельцы патента RU 2589236:

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

Группа изобретений относится к способу формирования сигнала управления угловым движением беспилотного летательного аппарата (БПЛА) системе управления для этого способа. Для управления угловым движением БПЛА задают сигнал углового положения, измеряют сигнал углового положения и сигнал угловой скорости, путем вычитания заданного и измеренного сигналов углового положения формируют, а затем усиливают сигнал рассогласования, посредством противоизгибной фильтрации формируют выходной сигнал управления, используют два пороговых сигнала для формирования определенным образом дополнительной компоненты сигнала рассогласования и исключения ее соответственно. Система управления содержит задатчик сигнала углового положения, три блока вычитания, три усилителя, сумматор, противоизгибный фильтр, измеритель угла, измеритель угловой скорости, два формирователя модульной функции, блок выделения сигнала положительной полярности, релейный элемент с зоной нечувствительности и гистерезисной характеристикой, управляемый ключ, соединенные определенным образом. Обеспечивается устойчивость углового движения БПЛА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к бортовым устройствам для систем автоматического управления беспилотными летательными аппаратами (БПЛА).

Известный способ включает в себя задание сигнала углового положения, измерение сигнала углового положения, измерение сигнала угловой скорости, усиление сигналов рассогласования и угловой скорости, суммирование полученных сигналов и фильтрацию суммарного сигнала [1].

Известна система автоматического управления БПЛА, в которой содержатся блок задающего воздействия, измерители угла и угловой скорости, блок вычитания, суммирующий усилитель, противоизгибный фильтр [1].

Недостатками известного способа и системы управления являются ограниченность функциональных возможностей в условиях значительных рассогласований, обусловленных факторами значительных внешних возмущений типа аэродинамической интерференции, ветровых порывов, ударной волны, разбросами параметров ЛА и др. а также техническими ограничениями уровней процессов, что особенно характерно для интервала времени отхода БПЛА от носителя. Отмеченные факторы снижают выполнение задачи БПЛА в целом.

Наиболее близким решением является способ и система формирования сигнала управления БПЛА по [2]. Способ состоит в том, что задают сигнал углового положения, измеряют сигнал углового положения, измеряют сигнал угловой скорости, формируют сигнал рассогласования вычитанием из сигнала углового положения заданного сигнала углового положения управления, усиливают сигнал рассогласования, усиливают сигнал угловой скорости, формируют базовый сигнал управления суммированием усиленного сигнала рассогласования и усиленного сигнала текущей угловой скорости, формируют выходной сигнал управления посредством противоизгибной фильтрации базового сигнала управления.

Известная система управления (СУ) содержит последовательно соединенные задатчик сигнала углового положения, первый блок вычитания и первый усилитель, последовательно соединенные сумматор и противоизгибный фильтр, выход которого является выходом устройства, измеритель угла, выход которого соединен со вторым входом первого блока вычитания, и последовательно соединенные измеритель угловой скорости и второй усилитель, выход которого соединен с первым входом сумматора.

Недостатками известного решения являются ограниченные функциональные возможности в условиях существенного изменения условий полета по скорости и высоте, при аппаратурных ограничениях значений параметров цифроаналоговых элементов, наличии отказов по превышению сигналов углового рассогласования и других факторов, что снижает надежность СУ и может привести к срыву устойчивости и задачи в целом.

Технической задачей, решаемой в предлагаемых способе и устройстве, является повышение устойчивости процессов углового движения и расширение функциональных возможностей с учетом возникновения ситуаций при многофакторных условиях полета. Неотъемлемой составной частью синтеза контура угловой стабилизации является учет разбросов параметров и факторов упругости объекта. Предложенным построением обеспечивается функционально-логическое изменение параметров СУ при некорректном увеличении угловых координат, что обеспечивает повышение устойчивости и качества процессов.

Указанный технический результат достигается тем, что известный способ, состоящий в том, что задают сигнал углового положения, измеряют сигнал углового положения, измеряют сигнал угловой скорости, формируют сигнал рассогласования вычитанием из сигнала углового положения заданного сигнала углового положения, усиливают сигнал рассогласования, усиливают сигнал угловой скорости, формируют базовый сигнал управления суммированием усиленного сигнала рассогласования и усиленного сигнала угловой скорости, формируют выходной сигнал управления посредством противоизгибной фильтрации базового сигнала управления, дополняют тем, что выделяют сигнал модульной функции сигнала рассогласования, выделяют сигнал модульной функции заданного сигнала управления, формируют сигнал вычитания из сигнала модульной функции сигнала рассогласования, сигнал модульной функции заданного сигнала управления, задают первый пороговый сигнал, задают второй пороговый сигнал, при этом значение второго порогового сигнала составляет mε, где ε - значение первого порогового сигнала, а параметр m составляет m=0,7-0,9, формируют дополнительную компоненту сигнала рассогласования дополнительным его усилением при превышении сигнала вычитания над первым пороговым сигналом, полученную дополнительную компоненту вычитают из усиленного сигнала рассогласования и формируют реверсивное исключение дополнительной компоненты при значении сигнала вычитания меньше значения второго порогового сигнала, при этом коэффициент дополнительного усиления составляет ΔK1=(0,5-0,8)·K1, где K1 - коэффициент усиления сигнала рассогласования.

Указанный технический результат достигается и тем, что в известную систему управления, содержащую последовательно соединенные задатчик сигнала углового положения, первый блок вычитания и первый усилитель, последовательно соединенные сумматор и противоизгибный фильтр, выход которого является выходом устройства, измеритель угла, выход которого соединен со вторым входом первого блока вычитания, и последовательно соединенные измеритель угловой скорости и второй усилитель, выход которого соединен с первым входом сумматора, дополнительно введены последовательно соединенные первый формирователь модульной функции, вход которого соединен с выходом задатчика сигнала углового положения, второй блок вычитания, блок выделения сигнала положительной полярности, релейный элемент с зоной нечувствительности и гистерезисной характеристикой, управляемый ключ, второй вход которого соединен с выходом первого блока вычитания, третий усилитель и третий блок вычитания, второй вход которого соединен с выходом первого усилителя, а выход - со вторым входом сумматора, и второй формирователь модульной функции, вход которого соединен с выходом первого блока вычитания, а выход - со вторым входом второго блока вычитания.

Действительно, при этом обеспечивается отработка сигналов управления с максимальным качеством в широком диапазоне изменения высоты и скорости полета БПЛА.

На чертеже представлена блок-схема системы управления с реализацией способа.

Система управления содержит последовательно соединенные задатчик сигнала углового положения 1 (ЗСУ), первый блок вычитания 2 (1БВ) и первый усилитель 3 (1У), последовательно соединенные сумматор 4 (С) и противоизгибный фильтр 5 (ПИФ), выход которого является выходом системы управления, измеритель угла 6 (ИУ), выход которого соединен со вторым входом первого блока вычитания 2, и последовательно соединенные измеритель угловой скорости 7 (ИУС) и второй усилитель 8 (2У), выход которого соединен с первым входом сумматора 4, последовательно соединенные первый формирователь модульной функции 9 (1ФМФ), вход которого соединен с выходом задатчика сигнала углового положения 1, второй блок вычитания 10 (2БВ), блок выделения сигнала положительной полярности 11 (БВСПП), релейный элемент с зоной нечувствительности и гистерезисной характеристикой 12 (РЭЗНГХ), управляемый ключ 13 (УК), второй вход которого соединен с выходом первого блока вычитания 2, третий усилитель 14 (ЗУ) и третий блок вычитания 15 (3БВ), второй вход которого соединен с выходом первого усилителя 3, а выход - со вторым входом сумматора 4, и второй формирователь модульной функции 16 (2ФМФ), вход которого соединен с выходом первого блока вычитания 2, а выход - со вторым входом второго блока вычитания 10.

Система управления с реализацией способа функционирует следующим образом.

Сигналы управления φу от задатчика 1 и текущего положения φ от датчика 6 поступают на блок вычитания 2, с выхода которого сигнал рассогласования Δφ:

поступает на первый усилитель 3, который формирует базовую компоненту сигнала управления по рассогласованию

где K1 - передаточный коэффициент усилителя 3.

Компонента сигнала управления u2 по угловой скорости формируется в усилителе 8:

где ω - сигнал угловой скорости, получаемый от датчика 7;

K2 - передаточный коэффициент по угловой скорости усилителя 8.

В сумматоре 4 компоненты сигнала управления суммируются, формируя сигнал u, который фильтруется противоизгибным фильтром 5, вырабатывая выходной сигнал устройства uвых.

Расчет значений передаточных коэффициентов K1 и K2 определен, исходя из обеспечения устойчивости и качества процессов. Управляемый ключ 13 разомкнут.

Возможно возникновение ситуации реально высоких по уровню значений сигналов управления φу от задатчика 1, превышающих регламентированные, и больших начальных значений рассогласований Δφ в блоке 2, вследствие чего в реальной аппаратуре, имеющей технические ограничения, возможен срыв устойчивого движения. Предложенным решением такая ситуация исключается следующим образом. Выделяются функции модулей сигналов φу и Δφ блоками 9 и 16 соответственно. Второй блок вычитания 10 формирует разность полученных сигналов

Блок 11 выделяет положительную составляющую а2 сигнала а1, свидетельствующую о превышении сигнала | Δ ϕ | над сигналом | ϕ у | и о возможном отказе и срыве процесса управления.

При превышении величины сигнала а2 над величиной зоны нечувствительности ε, соответствующей первому пороговому сигналу блока 12, в блоке 12 вырабатывается сигнал А, обеспечивающий замыкание ключа 13, включая дополнительную компоненту сигнала управления по рассогласованию Δφ через третий усилитель 14 с коэффициентом ΔK1 к третьему блоку вычитания 15. На выходе блока 15 формируют сигнал u1k, равный

Сигнал u1k поступает на сумматор 4, на выходе которого формируется сигнал u, равный

Сигнал и фильтруется противоизгибным фильтром 5, на выходе которого имеет место выходной сигнал СУ uвых.

Необходимо отметить, что решение в рассмотренной ситуации основано на уменьшении общего коэффициента сигнала рассогласования, который становится равным (K1-ΔK1). При этом ΔK1=(0,5÷0,8)·K1. Такое решение позволяет находиться в области устойчивости с большим удалением от границы устойчивости.

В дальнейшем при отработке заданного сигнала φу сигнал Δφ уменьшается и при достижении сигнала а2 меньше величины mε, соответствующей второму пороговому сигналу, где m=0,7-0,9, блока 12 сигнал А становится равным 0, ключ 13 размыкается, восстанавливая общий передаточный коэффициент по Δφ, равный K1, т.е. восстанавливая расчетно регламентированное качество работы системы управления по устойчивости, динамическому качеству и статической точности. Воспользоваться изменением коэффициента K2 блока 8 невозможно в условиях управления БПЛА с учетом упругих колебаний во избежание выхода за границу области устойчивости.

Предложенные способ и система управления несложно реализуются на элементах автоматики и вычислительной техники, например, по [3, 4] и алгоритмически.

Предложенные способ формирования сигнала управления и система для его осуществления решают проблему комплексно сложных ситуаций и повышают надежность работы.

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 сигнала управления угловым движением беспилотного летательного аппарата при широком спектре возмущающих воздействий, состоящий в том, что задают сигнал углового положения, измеряют сигнал углового положения, измеряют сигнал угловой скорости, формируют сигнал рассогласования вычитанием из сигнала углового положения заданного сигнала углового положения, усиливают сигнал рассогласования, усиливают сигнал угловой скорости, формируют базовый сигнал управления суммированием усиленного сигнала рассогласования и усиленного сигнала угловой скорости, формируют выходной сигнал управления посредством противоизгибной фильтрации базового сигнала управления, отличающийся тем, что выделяют сигнал модульной функции сигнала рассогласования, выделяют сигнал модульной функции заданного сигнала углового положения, формируют сигнал вычитания из сигнала модульной функции сигнала рассогласования, сигнал модульной функции заданного сигнала углового положения, задают первый пороговый сигнал, задают второй пороговый сигнал, при этом значение второго порогового сигнала составляет mε, где ε - значение первого порогового сигнала, а значение параметра m составляет m=0,7-0,9, формируют дополнительную компоненту сигнала рассогласования дополнительным его усилением при превышении сигнала вычитания над первым пороговым сигналом, полученную дополнительную компоненту вычитают из усиленного сигнала рассогласования и формируют реверсивное исключение дополнительной компоненты при значении сигнала вычитания меньше значения второго порогового сигнала, при этом коэффициент дополнительного усиления составляет ΔК1=(0,5-0,8)·К1, где К1 - коэффициент усиления сигнала рассогласования.

2. Система управления для осуществления способа по п. 1, содержащая последовательно соединенные задатчик сигнала углового положения, первый блок вычитания и первый усилитель, последовательно соединенные сумматор и противоизгибный фильтр, выход которого является выходом устройства, измеритель угла, выход которого соединен со вторым входом первого блока вычитания, и последовательно соединенные измеритель угловой скорости и второй усилитель, выход которого соединен с первым входом сумматора, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены последовательно соединенные первый формирователь модульной функции, вход которого соединен с выходом задатчика сигнала углового положения, второй блок вычитания, блок выделения сигнала положительной полярности, релейный элемент с зоной нечувствительности и гистерезисной характеристикой, управляемый ключ, второй вход которого соединен с выходом первого блока вычитания, третий усилитель и третий блок вычитания, второй вход которого соединен с выходом первого усилителя, а выход - со вторым входом сумматора, и второй формирователь модульной функции, вход которого соединен с выходом первого блока вычитания, а выход - со вторым входом второго блока вычитания.



 

Похожие патенты:

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.

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.
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.

Группа изобретений относится к устройству и способам управления самолетом. Самолет, оснащенный системой управления, которая содержит средство управления на основе двух законов управления, средство детектирования отказа/повреждения поверхности управления, вычислительное средство для вычисления углов и скоростей изменения углов отклонения поверхностей управления, а также для вычисления требуемых изменений моментов самолета, средство оценки необходимости выполнения переключения с одного закона управления на другой.

Изобретение относится к тяге управления толкающе-тянущего типа, обеспечивающей управление и механическую опору и применяемой в самолетостроении. Тяга управления содержит переходник, имеющий металлический трубчатый конец, а также внутренний трубчатый корпус и внешний трубчатый корпус, изготовленные из пластика, армированного углеродными волокнами (углепластика).

Группа изобретений относится к авиационной технике, а именно к системам управления летательными аппаратами (ЛА). Система управления ЛА содержит вычислительное средство (15), средство управления двигателем (17), управляющее работой двигателя на основании сигнала управления тягой, средство перемещения (16) управляющей поверхности (3), осуществляющее перемещение управляющих поверхностей на основании сигнала управления углом отклонения управляющей поверхности, и средство обнаружения отказа/повреждения (18) управляющей поверхности, способное обнаруживать неисправность по меньшей мере одной из управляющих поверхностей.

Электронное управляющее устройство для органа управления движением воздушного судна, содержащее управляемый орган пилотирования. Управляемый орган пилотирования соединен с одним или более органом управления воздушным судном.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к приводу ходового винта. Привод содержит первую цепь нагрузки, образованную посредством ходового винта, и вторую цепь нагрузки, образованную посредством выполненного с возможностью скручивания сплошного торсиона, который расположен в ходовом винте и соединен с ним.

Изобретение относится к электротехнике и может быть применено в приводах аэродинамических поверхностей летательных аппаратов. Устройство электромеханического привода интерцептора крыла самолета установлено на оси поворота, закрепленной в каркасе крыла, и имеет приводное звено многозвенного механизма, закрепленное на внутренней поверхности интерцептора.

Изобретение относится к бортовому оборудованию летательных аппаратов. Комплекс бортового оборудования вертолета содержит комплексную систему электронной индикации и сигнализации, пилотажный комплекс вертолета, пилотажно-навигационную аппаратуру, систему управления общевертолетным оборудованием, информационный комплекс высотно-скоростных параметров, пульты управления общевертолетным оборудованием, систему регулирования внутрикабинного освещения, интегрированную систему резервных приборов, ответчик системы управления воздушным движением, малогабаритную систему сбора и регистрации, комплекс средств связи, генератор цифровых карт, метеонавигационную радиолокационную систему, систему раннего предупреждения близости земли, бортовую систему диагностики вертолета, комплект внутреннего светотехнического и светосигнального оборудования, пульты-вычислители навигационные, аварийные спасательные радиомаяки, систему табло аварийной и уведомляющей сигнализации, основной канал информационного обмена, аудиоканал информационного обмена.

Группа изобретений относится к авиации. Устройство для оценки аэродинамического коэффициента содержит средство (5) выработки командных сигналов угла отклонения.

Группа изобретений относится к авиации. Механический вариант цельноповоротного флюгерного переднего горизонтального оперения имеет управляемый тормоз или упор/упоры в кинематике привода.

Настоящее изобретение обеспечивает устройство и способ анализа остатка для обнаружения системных ошибок в поведении системы воздушного судна. Технический результат - повышение точности оценки состояния системы воздушного судна.

Изобретение относится к способам и системе для планирования скоординированных маршрутов на складе. Технический результат заключается в повышении быстродействия планирования маршрутов. Система содержит автоматизированные транспортные средства, каждое из которых снабжено модулем навигации, соединенным с системой рулевого управления и системой движения, и центральный процессор, выполняющий команды для получения задачи для автоматизированных транспортных средств, обращения к многоуровневому графу, содержащему высокоуровневые узлы, построения сетки, связанной со складом, выбора из нескольких квадратов сетки квадратов сети для определения соединительных маршрутов, построения набора решений графов карт маршрутов из многоуровневого графа, выбора плана скоординированных маршрутов из набора решений графов карт маршрутов, и передачи плана скоординированных маршрутов автоматизированным транспортным средствам, модуль навигации каждого из которых управляет системой рулевого управления и системой движения в соответствии с планом скоординированных маршрутов. 3 н. и 18 з.п. ф-лы, 9 ил., 2 табл.
Наверх