Способ формирования многофункционального сигнала стабилизации углового положения летательного аппарата и устройство для его осуществления



Способ формирования многофункционального сигнала стабилизации углового положения летательного аппарата и устройство для его осуществления
Способ формирования многофункционального сигнала стабилизации углового положения летательного аппарата и устройство для его осуществления

 


Владельцы патента RU 2631718:

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

Группа изобретений относится к способу и устройству для формирования многофункционального сигнала стабилизации углового положения летательного аппарата (ЛА). Для формирования сигнала стабилизации задают сигнал углового отклонения положения ЛА, измеряют сигналы углового положения и угловой скорости ЛА, измеряют сигнал скоростного напора, формируют сигнал рассогласования между ограниченным определенным образом сигналом заданного углового отклонения и ограниченным сигналом запаздывания и преобразуют его в аналоговый сигнал, формируют суммарный сигнал на основе аналогового сигнала, ограничивают суммарный сигнал определенным образом для воздействия на рулевой привод. Устройство содержит измеритель углового положения и измеритель угловой скорости ЛА, задатчик сигнала углового отклонения ЛА, блок сравнения, цифроаналоговый преобразователь, рулевой привод, звено запаздывания, измеритель скоростного напора, два адаптивных ограничителя сигнала, адаптивный суммирующий усилитель с ограничением, противоизгибный фильтр, соединенные определенным образом. Обеспечивается расширение функциональных возможностей, точности и качества управления. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к системам автоматического управления беспилотными летательными аппаратами (БЛА), в частности к системам угловой стабилизации в условиях широкого диапазона изменения параметров полета по скорости, высоте полета, скоростному напору и другим параметрам.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению способом формирования сигнала угловой стабилизации летательного аппарата (ЛА) является способ, содержащий задание сигнала углового отклонения ЛА, измерение сигнала углового положения ЛА, измерение сигнала угловой скорости, формирование цифрового сигнала рассогласования, преобразование цифрового сигнала рассогласования в аналоговый сигнал, формирование выходного сигнала суммированием преобразованного сигнала рассогласования и сигнала угловой скорости и подача его на рулевой привод ЛА [1].

Наиболее близким к предлагаемому изобретению устройством угловой стабилизации является устройство угловой стабилизации ЛА, содержащее измеритель углового положения ЛА, измеритель угловой скорости ЛА, задатчик сигнала углового отклонения ЛА, последовательно соединенные блок сравнения, цифроаналоговый преобразователь и суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом измерителя угловой скорости, рулевой привод и звено запаздывания, вход которого соединен с выходом измерителя углового положения ЛА [1].

Недостатком известных решений являются колебательность процессов, ограниченные функциональные возможности, определяемые нерациональным расходом рулей в области больших по уровню сигналов, и невысокая точность в связи с существенной нестационарностью ЛА.

Решаемой в предложенных способе и устройстве управления технической задачей является расширение функциональных возможностей системы, повышение точности, уменьшение колебательности координат процессов и повышение показателей качества управления в условиях широкого диапазона области применения, т.е. существенно нестационарным объектом - БЛА.

Указанный технический результат достигается тем, что в известный способ формирования цифроаналогового сигнала стабилизации углового положения БЛА, содержащий задание сигнала углового отклонения летательного аппарата, измерение сигнала углового положения летательного аппарата, измерение сигнала угловой скорости летательного аппарата, формирование сигнала рассогласования, преобразование сигнала рассогласования в аналоговый сигнал, формирование выходного сигнала суммированием преобразованных сигнала рассогласования и сигнала угловой скорости, формирование сигнала запаздывания относительно измеренного сигнала углового положения летательного аппарата, в него дополнительно введены измерение сигнала скоростного напора, адаптивное формирование передаточных коэффициентов К1 и К2 по аналоговому сигналу рассогласования и угловой скорости, соответственно, в обратно пропорциональной зависимости от сигнала скоростного напора, ограничения А1 сигнала запаздывания в адаптивной функции по обратно пропорциональной зависимости от сигнала скоростного напора, адаптивное формирование ограничения А2 заданного сигнала углового отклонения в функции по обратно пропорциональной зависимости от сигнала скоростного напора, при этом А2=А1, формирование сигнала рассогласования как разности между сформированными ограниченным сигналом заданного углового отклонения и ограниченным сигналом запаздывания, формирование суммарного сигнала на основе преобразованного аналогового сигнала с коэффициентом К1 и сигнала угловой скорости с коэффициентом К2, ограничение полученного суммарного сигнала с уровнем ограничения A3 в обратно пропорциональной зависимости от сигнала скоростного напора, при этом A3<(А1+А2) и составляет А3=(0,5-0,8)(А1+А2), противоизгибная фильтрация ограниченного суммарного сигнала с ограничением A3 и воздействие фильтрованного сигнала на рулевой привод.

Технический результат достигается также и тем, что в устройство стабилизации БЛА, содержащее измеритель углового положения летательного аппарата, измеритель угловой скорости летательного аппарата, задатчик сигнала углового отклонения летательного аппарата, последовательно соединенные блок сравнения и цифроаналоговый преобразователь, рулевой привод, выход которого является выходом устройства, звено запаздывания, вход которого соединен с выходом измерителя углового положения, отличающееся тем, что в него дополнительно введены последовательно соединенные измеритель скоростного напора и первый адаптивный ограничитель сигнала, второй вход которого соединен с выходом задатчика сигнала углового отклонения, а выход с первым входом блока сравнения, последовательно соединенные адаптивный суммирующий усилитель с ограничением, второй вход которого соединен с выходом измерителя угловой скорости, третий - с выходом измерителя скоростного напора, а вход - с выходом цифроаналогового преобразователя, и противоизгибный фильтр, выход которого соединен со входом рулевого привода, и второй адаптивный ограничитель сигнала, первый вход которого соединен с выходом звена запаздывания, второй - с выходом измерителя скоростного напора, а выход соединен со вторым входом блока сравнения.

Действительно, при этом решении обеспечивается отработка сигналов управления в широком диапазоне изменения параметров полета летательного аппарата, благодаря реализации сложной части устройства управления на основе бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) и сочетания с аналоговой частью.

На основе изложенных способа и устройства стабилизации предложенное решение содержит цифровую и аналоговую части, их сочетание производится цифроаналоговым преобразователем и ограничителями сигнала.

Необходимо отметить также, что прототип имеет существенный недостаток, определяемый наличием существенного перерегулирования по угловой координате и рассогласованию в управлении летательным аппаратом, что вызывает колебательность и увеличение времени переходного процесса и ограниченные функциональные возможности. Эти недостатки устраняется предложенным решением благодаря введению равных по уровню сигналов ограничений введенных адаптивных ограничителей сигнала. Функции ограничения обратно пропорциональны величине скоростного напора с целью сохранения интенсивности управления.

На чертеже представлена блок-схема предложенного устройства угловой стабилизации ЛА с реализацией предложенного Способа.

Устройство угловой стабилизации ЛА с реализацией Способа содержит измеритель углового положения ЛА 1 (ИУПЛА), измеритель угловой скорости ЛА 2 (ИУСЛА), задатчик сигнала углового отклонения ЛА 3 (ЗУОЛА), блок сравнения 4 (БС), цифроаналоговый преобразователь 5 (ЦАП), аналоговый суммирующий усилитель с ограничением 9 (АСУО), рулевой привод 11 (РП), звено запаздывания 6 (ЗЗ), измеритель скоростного напора 7 (ИСН), адаптивный суммирующий усилитель с ограничением 9 (АСУО), противоизгибным фильтр 10 (ПИФ), первый адаптивный ограничитель сигнала 8 (1АОС), второй адаптивный ограничитель сигнала 12 (2АОС), при этом функции ограничения первого и второго адаптивных ограничителей сигнала 8 и 12 равны между собой А2=А1, а функция ограничения сигнала A3 блока 9 меньше суммы уровней ограничений (А1+А2). При этом также вход блоков 8, 9, 12 от измерителя скоростного напора 7 - цифровой.

Аналоговая часть устройства включает в себя измеритель угловой скорости ЛА 2, противоизгибный фильтр 10, рулевой привод 12 и адаптивные усилители с ограничением сигналов в блоках 8(А2) и 12(А1) и адаптивный суммирующий усилитель с уровнем ограничения сигнала в блоке 9(А3).

Устройство с реализацией Способа работает следующим образом.

Сигнал управления σ для подачи на рулевой привод 11 формируется датчиками и блоками 1÷6, 8, 9, 12 в соответствии с законом управления:

σ=К1Δϕ+К2ωϕ,

где Δϕ - сигнал рассогласования, формируемый в блоке 4:

Δϕ=ϕ⋅е-τэзpзад,

здесь ϕзад - сигнал задающего воздействия, подается от задатчика 3;

К1, К2 - перестраиваемые в функции от скоростного напора передаточные коэффициенты блока 9.

Сигнал угла ϕ поступает от измерителя углового положения 1, сигнал угловой скорости ωϕ поступает от измерителя угловой скорости 2, сигнал задающего воздействия ϕзад формируется задатчиком угла 3. Коэффициенты K1 и К2 и сигнал σ с его ограничением формируются в усилителе 9. Сформированный сигнал фильтруется противоизгибным фильтром 10. При этом цифроаналоговый преобразователь 5 преобразует цифровой сигнал К1Δϕ в аналоговую форму. Сигнал с выхода измерителя скоростного напора 7 поступает на адаптивные блоки 8 и 12 для перестройки уровней сигналов ограничения и на блок 9 для перестройки передаточных коэффициентов К1 и К2 и уровня ограничения сигнала A3.

Рулевой привод 11 отрабатывает отфильтрованный суммарный аналоговый управляющий сигнал σф, отклоняя рулевые органы на соответствующую заданную величину δ.

Предложенные Способ и Устройство для его осуществления реализуются программно алгоритмически, а также на элементах автоматики и вычислительной техники, например, по [2, 3].

Предложенные способ формирования сигнала стабилизации углового положения нестационарного летательного аппарата и устройство для его осуществления позволяют расширить функциональные возможности устройства и повысить точность, что подтверждено результатами моделирования и натурными работами.

Источники информации

1. Патент РФ №2402057, 2009.

2. С.Б. Смолов. Функциональные преобразователи информации. Л., Энергоиздат, Ленинградское отделение, 1981.

3. А.У. Ялышев, О.И. Разоренов. Многофункциональные аналоговые регулирующие устройства автоматики. М., Машиностроение, 1981.

1. Способ формирования многофункционального сигнала стабилизации углового положения летательного аппарата, содержащий задание сигнала углового отклонения летательного аппарата, измерение сигнала углового положения летательного аппарата, измерение сигнала угловой скорости летательного аппарата, формирование сигнала рассогласования, преобразование сигнала рассогласования в аналоговый сигнал, формирование выходного сигнала суммированием преобразованного сигнала рассогласования и сигнала угловой скорости, формирование сигнала запаздывания относительно измеренного сигнала углового положения летательного аппарата, отличающийся тем, что в него дополнительно введены измерение сигнала скоростного напора, адаптивное формирование передаточных коэффициентов К1 и К2 по аналоговому сигналу рассогласования и угловой скорости, соответственно, в обратно пропорциональной зависимости от сигнала скоростного напора, ограничения А1 сигнала запаздывания в адаптивной функции по обратно пропорциональной зависимости от сигнала скоростного напора, адаптивное формирование ограничения А2 заданного сигнала углового отклонения в функции по обратно пропорциональной зависимости от сигнала скоростного напора, при этом А2=А1, формирование сигнала рассогласования как разности между сформированными ограниченным сигналом заданного углового отклонения и ограниченным сигналом запаздывания, формирование суммарного сигнала на основе преобразованного аналогового сигнала с коэффициентом К1 и сигнала угловой скорости с коэффициентом К2, ограничение суммарного сигнала с уровнем ограничения A3 в обратно пропорциональной зависимости от сигнала скоростного напора, при этом A3<(А1+А2) и составляет А3=(0,5-0,8)(А1+А2), противоизгибная фильтрация ограниченного суммарного сигнала с уровнем ограничения A3 и воздействие фильтрованного сигнала на рулевой привод.

2. Устройство для осуществления способа по п. 1, содержащее измеритель углового положения летательного аппарата, измеритель угловой скорости летательного аппарата, задатчик сигнала углового отклонения летательного аппарата, последовательно соединенные блок сравнения и цифроаналоговый преобразователь, рулевой привод, выход которого является выходом устройства, звено запаздывания, вход которого соединен с выходом измерителя углового положения, отличающееся тем, что в него дополнительно введены последовательно соединенные измеритель скоростного напора и первый адаптивный ограничитель сигнала, второй вход которого соединен с выходом задатчика сигнала углового отклонения, а выход с первым входом блока сравнения, последовательно соединенные адаптивный суммирующий усилитель с ограничением, второй вход которого соединен с выходом измерителя угловой скорости, третий - с выходом измерителя скоростного напора, а вход - с выходом цифроаналогового преобразователя, и противоизгибный фильтр, выход которого соединен со входом рулевого привода, и второй адаптивный ограничитель сигнала, первый вход которого соединен с выходом звена запаздывания, второй - с выходом измерителя скоростного напора, а выход соединен со вторым входом блока сравнения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области монтажа крупногабаритных объектов (3), например самолетов. Сопровождающая платформа (100) для обслуживания монтажной секции (2), закрепленной на крупногабаритном объекте (3) при его монтаже или движущейся за ним, содержит систему (1) приводов для ее перемещения, выполненную с возможностью обеспечения ее быстроходного и медленного движения, и средства (4) для автоматического бесконтактного следования за монтажной секцией (2), выполненные с возможностью автоматизированного режима управления следованием и ручного режима управления следованием.

Самолет содержит фюзеляж, крыло, оперение, шасси, силовую установку, комплексную систему управления. Комплексная система управления содержит вычислительный блок, приводы рулевых поверхностей и поворотных сопел силовой установки, датчики движения самолета, внутреннюю и внешнюю мультиплексные линии связи, кабельную сеть, блок преобразования сигналов, информационно-управляющую систему, вычислитель воздушно-скоростных параметров, приемники-преобразователи воздушных давлений (ППВД), ППВД во внутреннем отсеке самолета, датчики температуры заторможенного потока, блок управления шасси (БУШ), исполнительные механизмы поворота и торможения колес, датчики исполнительных механизмов поворота и торможения колес, датчики обжатия амортизаторов шасси, датчики частоты вращения шасси, соединенные определенным образом.

Раскрыт способ ведения мобильного робота, предусматривающий: обеспечение передатчика (110) и передачу указанным передатчиком направляющего сигнала (300) в пространственно ограниченную область (302) приема направляющего сигнала; обеспечение мобильного робота (200), включающего в себя два расположенных по соседству друг от друга датчика (210a, 210b) направляющего сигнала, каждый из которых выполнен с возможностью генерации опорного сигнала, который отражает прием этим датчиком этого направляющего сигнала; и перемещение этого робота вдоль граничного участка (306) этой области приема направляющего сигнала, в то же время поддерживая, на основе указанных опорных сигналов, состояние отслеживания, в котором первый из указанных датчиков (210a) направляющего сигнала позиционируется по существу на первой стороне указанного граничного участка (306), а второй из указанных датчиков (210b) направляющего сигнала позиционируется по существу на противоположной, второй стороне указанного граничного участка (306).

Группа изобретений относится к системам программного управления устройства автоматической очистки. Способ бесшумной работы автоматического устройства очистки заключается в том, что принимают команды бесшумной работы, планируют бесшумный маршрут, в соответствии с командой бесшумной работы, переключают в бесшумный режим и выполняют операции очистки в соответствии с бесшумным маршрутом.

Изобретение относится к способу вывода самолета в точку начала посадки. Для вывода самолета в точку начала посадки измеряют текущие координаты самолета, предварительно строят участок маршрута в виде прямой линии заданного пути, являющейся касательной к дуге предпосадочного разворота самолета для выхода на ось взлетно-посадочной полосы в точке начала посадки с курсом в направлении ее центра, доопределяют маршрут из пункта возврата дугой предварительного разворота заданного радиуса для выхода по касательной к ней прямой линией заданного пути, строят четыре возможных маршрута комбинаций право- и левостороннего предварительного и предпосадочного разворота, рассчитывают длину их пути, осуществляют полет по маршруту с минимальной длиной пути до точки начала посадки.

Изобретение относится к способу управления подводным аппаратом. Для управления подводным аппаратом измеряют текущие значения углов крена и дифферента подводного аппарата, с помощью программного устройства формируют сигналы управления движителями на основании вектора результирующей их тяги, который автоматически формируют с учетом текущих углов крена и дифферента, измеренных с помощью блока гироскопов на борту подводного аппарата, и информации программного устройства, определяющего пространственное перемещение подводного аппарата без учета текущих значений его углов крена и дифферента.

Изобретение относится к устройству оценки позиции и угла пространственной ориентации транспортного средства. Устройство задает текущий диапазон распределения частиц как предварительно определенный диапазон с помощью фильтра.

Изобретение относится к идентификации воздушного судна и отображения типа и модели воздушного судна при парковке у выхода для пассажиров или на месте стоянки для возможного присоединения пассажирского трапа или загрузочного трапа к двери воздушного судна.

Изобретения относятся к области авиации, к способу посадки беспилотного летательного аппарата (БЛА) на наземное подвижное средство посадки. Наземное подвижное средство посадки беспилотного летательного аппарата содержит автомобиль с установленным на нем причальным устройством.

Изобретение относится к области сельскохозяйственного машиностроения, в частности к системам для автоматического вождения сельскохозяйственных машинно-тракторных агрегатов.

Изобретение относится к авиационной технике. Летательный аппарат (ЛА) аэродинамической схемы «флюгерная утка» содержит механизированное крыло и флюгерное переднее горизонтальное оперение (ФПГО) (10) с серворулем (3), которые шарнирно размещены на оси вращения ОО1.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям винтокрылых летательных аппаратов, и к способам минимизации шума хвостового винта. Винтокрылый летательный аппарат (1) расположен вдоль первой передне-задней плоскости (Р1), отделяющей первую сторону (6) от второй стороны (7) винтокрылого летательного аппарата (1).

Группа изобретений относится к области авиации, а именно к системам управления подвижными поверхностями летательного аппарата. Система (100) с приводом от электродвигателей для перемещения подвижного элемента (200) содержит по меньшей мере два привода (1, 2), каждый из которых оснащен узлом для соединения с подвижным элементом и каждый рассчитан на то, чтобы перемещать подвижный элемент самостоятельно, и центральный блок (3) управления.

Изобретение относится к системам автоматического управления обеспечения большой подъемной силы самолета с помощью пред-/закрылок (21, 22), которые выполнены с возможностью установки в различные конфигурации: для крейсерского полета, полета в зоне ожидания, взлета или посадки.

Изобретение относится к области автоматического управления самолетом, в частности к системам управления, обеспечивающим автоматический режим захода на посадку. .

Изобретение относится к области автоматического управления самолетом, в частности к способам управления, обеспечивающим автоматический режим захода на посадку. .

Изобретение относится к способу и устройству для снижения нагрузок на конструкцию летательного аппарата. .

Изобретение относится к летательным аппаратам с крыльями. .

Группа изобретений относится к способу и устройству формирования сигнала управления боковым движением нестационарного беспилотного летательного аппарата с адаптивно-функциональной коррекцией. Для формирования сигнала управления задают угол курса, измеряют сигнал угла курса, формируют сигнал рассогласования по курсу, ограничивают сигнал управляющего воздействия по крену, измеряют сигналы угловой скорости по крену, курсу и скоростного напора, усиливают сигнал рассогласования по курсу и угловой скорости по курсу, суммируют полученные сигналы, инвертируют корректирующее усиление сигнала рассогласования по курсу, инвертируют масштабирование суммарного сигнала, формируют задающее значение координирующего сигнала управления по крену, формируют корректирующую компоненту по крену, формируют базовый сигнал управления по крену определенным образом, формируют выходной сигнал управления, ограниченный определенным образом. Устройство содержит задатчик угла курса, два блока вычитания, датчик угла курса, два ограничителя сигнала, датчик угла крена, датчик угловой скорости по курсу, датчик угловой скорости по крену, датчик скоростного напора, два адаптивных суммирующих усилителя, адаптивный корректирующий инвертирующий усилитель, адаптивный ограничитель сигнала, адаптивный инвертирующий масштабный усилитель, соединенные определенным образом. Обеспечивается расширение функциональных возможностей при полете в широком высотно-скоростном диапазоне траекторий. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх