Система автоматизированного модального управления в продольном канале летательных аппаратов

Система автоматизированного модального управления в продольном канале летательного аппарата (ЛА) содержит ручку пилота/задатчик тангажа, вычислитель автопилота угла тангажа, сервопривод, датчик угла тангажа, ограничитель предельных режимов, датчик угловой скорости тангажа, блок балансировки, вычислитель алгоритма модального управления (ВАМУ), система воздушных сигналов, соединенных определенным образом. Сервопривод содержит гидропривод и селектор минимального сигнала. Ограничитель предельных режимов содержит задатчик максимального угла атаки и вычислитель автомата ограничения угла атаки. ВАМУ содержит блок формирования сигнала усредненного приведенного коэффициента подъемной силы, программный блок передаточной функции системы по сигналу угловой скорости тангажа, блок невязки по угловой скорости тангажа, блок формирования сигнала управления. Обеспечивается повышение безопасности полета путем улучшения характеристик управления ЛА с помощью построения алгоритма синтеза управления ЛА в продольной плоскости. 2 ил.

 

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

Известны САУ, обеспечивающие отработку заданного угла тангажа ЛА с помощью автопилота, воздействующего на угол отклонения руля высоты ЛА [1].

Для реализации известных способов управления ЛА применяют методы модального управления, основанные на выборе полюсов передаточной функции замкнутой системы или корней ее характеристического уравнения. Если все составляющие вектора состояния объекта могут быть измерены и модель динамики объекта линейна, то обеспечение заданного расположения корней замкнутой системы не вызывает трудности. Требуемое расположение корней характеристического уравнения для каждого объекта определяется в отдельности.

Если передаточная функция замкнутой системы не содержит нулей, то решение задачи требуемого расположения корней характеристического уравнения можно осуществить с помощью классического метода стандартных коэффициентов. Далее оценка соответствия полученных коэффициентов знаменателя передаточной функции оценивается по характеру переходных процессов в замкнутой системе.

Существующие методы автоматического управления ЛА требуют корректировки в полете передаточных чисел законов управления в зависимости от изменения угла атаки при изменении аэродинамических и массоинерционных характеристик объекта.

Наиболее близкой по достигаемому техническому результату, выбранной в качестве прототипа, принимается САУ углом тангажа ЛА, реализующая астатический закон управления со скоростной обратной связью, содержащая последовательно соединенные задатчик угла тангажа и вычислитель автопилота угла тангажа, сервопривод, выходной сигнал которого определяет угол отклонения руля высоты летательного аппарата, датчик угла тангажа летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автопилота угла тангажа [2].

Поставленная задача, которую решает это изобретение, достигается тем, что система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата содержит последовательно соединенные задатчик угла тангажа и вычислитель автопилота угла тангажа, сервопривод, выходной сигнал которого определяет угол отклонения руля высоты летательного аппарата, датчик угла тангажа летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автопилота угла тангажа, последовательно соединенные задатчик максимального угла атаки, вычислитель автомата ограничения угла атаки и селектор минимального сигнала, выход которого подключен к входу сервопривода, датчик угловой скорости крена летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автомата ограничения угла атаки, выход вычислителя автопилота угла тангажа подключен к второму входу селектора минимального сигнала.

Недостатком этого изобретения является необходимость корректировки в полете передаточных чисел законов управления в зависимости от изменения угла атаки, при изменении аэродинамических и массоинерционных характеристик объекта и результат работы такого регулятора не удовлетворяет требованиям летчика по обеспечению минимума психической и физической нагрузок при работе по наземным и воздушным целям.

Технический результат предлагаемого авторами изобретение заключается в решении задачи улучшения характеристик управления ЛА с помощью построения алгоритма синтеза управления ЛА в продольной плоскости.

Технический результат достигается за счет построения желаемой модели на основании критерия Шомбера-Гертсена [3], который подразумевает разделение на два типа управления самолетом на тангажное и перегрузочное, за границу принято значение ( - частная производная нормальной перегрузки по углу атаки). Для получения процессов в контуре управления, близких к апериодическим, на основании критерия Шомбера-Гертсена можно сформировать требования к желаемым значениям параметров объекта и ( - производная приведенной к произведению массы ЛА на скорость установившегося полета аэродинамической подъемной силы крыла по углу атаки, - производная приведенного к моменту инерции относительно связанной оси Oz момента тангажа по углу атаки). При удается получить корни характеристического многочлена системы с большими отрицательными вещественными частями, тем самым выполнить требования к апериодичности переходных процессов в контуре «летчик-система автоматического управления». При этом соотношение может меняться на ±30%, важно, чтобы это соотношение не выходило за область, удовлетворяющую критерию. На основании этого соотношения формируются линейные дифференциальные уравнения желаемой системы.

На фигуре 1 представлена функциональная схема системы автоматизированного модального управления (САУ) в продольном канале:

ограничитель предельных режимов (ОПР) 1, состоящий из задатчика максимального угла атаки и вычислителя автомата ограничения угла атаки;

ручка летчика / задатчик угла тангажа (РЛ/ЗТ) 2;

датчик угловых скоростей (ДУС), имеющий в своем составе датчик скорости тангажа 3;

вычислитель автопилота угла тангажа (ВАУТ) 4;

вычислитель алгоритма модального управления (ВАМУ) 5;

сервопривод (СП), в состав которого входит гидравлический привод и селектор минимального сигнала 6;

блок балансировки (ББ) 7;

система воздушных сигналов СВС 8;

датчик угла тангажа (ДУТ) 9.

На фигуре 2 представлена структурная схема САУ, где:

1 - ОПР - ограничитель предельных режимов;

2 - РЛ/ЗД - ручка летчика / задатчик угла тангажа;

3 - ДУС - датчик угловых скоростей (ωz);

4 - ВАУТ - вычислитель автопилота угла тангажа;

5 - ВАМУ - вычислитель алгоритма модального управления, в состав которого входят блоки:

БФС - блок формирования сигнала управления ;

БПФ - блок передаточной функции;

БН - блок невязки;

БФСУ - блок формирования сигнала управления (u);

6 - СП - сервопривод;

7 - ББ - блок балансировки;

8 - СВС - система воздушных сигналов;

9 - ДУТ - датчик угла тангажа;

ЛА - летательный аппарат;

xm - вектор состояния модели, Am-(n×n) и Bm-(n×1) - матрицы известных параметров желаемой модели, u(t) - управление, ny - нормальная перегрузка, q - скоростной напор, F1 - сигнал с ручки летчика, ωz - выходной сигнал с датчика угловой скорости тангажа ЛА, ωm - выходной сигнал с желаемой эталонной модели, ki - масштабные коэффициенты закона управления.

Система автоматизированного модального управления в продольном канале летательного аппарата содержит последовательно соединенные ручку пилота/задатчик тангажа и вычислитель автопилота угла тангажа, гидравлический привод и селектор минимального сигнала в составе сервопривода, выходной сигнал которого определяет угол отклонения руля высоты летательного аппарата, датчик угла тангажа летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу вычислителя автопилота угла тангажа, ограничитель предельных режимов (ОПР), состоящий из последовательно соединенных задатчика максимального угла атаки, вычислителя автомата ограничения угла атаки, выход которого подключен к входу сервопривода, датчик угловой скорости тангажа (ДУС) летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к входу вычислителя автомата ограничения угла атаки, выход вычислителя автопилота угла тангажа подключен ко второму входу селектора минимального сигнала, а также блок балансировки. Кроме того, для обеспечения заданного качества управления во всей области применения ЛА при изменении аэродинамических и массоинерционных характеристик угла тангажа введен вычислитель алгоритма модального управления, содержащий программный блок формирования сигнала усредненного приведенного коэффициента подъемной силы , блок оптимальной по критерию Шомбера-Гертсена передаточной функции системы по сигналу угловой скорости тангажа, блок невязки по угловой скорости тангажа (Δωz), к первому входу которого подключен сигнал с выхода датчика угловой скорости тангажа (ωz), ко второму входу - сигнал угловой скорости тангажа с выхода блока передаточной функции (ωzm), при этом сумма масштабированных астатического сигнала (Δωz/p) и сигнала невязки (Δωz) с выхода блока невязки поступает на вход сервопривода и на первый вход блока передаточной функции, второй вход которого соединен с выходом датчика ручки летчика (задатчиком угла тангажа), и блок, формирующий сигнал управления (u) по правилу:

,

на основании данных об угловых скоростях тангажа, получаемых от датчика угловой скорости ЛА и из желаемой эталонной модели, параметры которой настраиваются программным блоком формированияв соответствии с критерием Шомбера-Гертсена в зависимости от величины скоростного напора от СВС.

Предложенная система формирования управления линеаризует итоговую нелинейную модель объекта. Существенное преимущество предложенного подхода проявляется при управлении самолетом на больших углах атаки, когда характеристики ЛА существенно нелинейны. В итоге нет необходимости ввода в САУ дополнительных сигналов управления.

Литература

1. Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр. 101, рис. 3.9; 2. Красовский А.А. Системы автоматического управления полетом и их аналитическое конструирование. - М.: Наука, 1973. - 560 с. Стр. 179, рис. 5.2; 3. Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987. - с. 240. Стр. 192, рис. 14.2, стр. 194, рис. 14.4, стр. 198, рис. 14.7, стр. 201, рис. 14.9.

2. Патент RU2434785 Система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата, авторы Петунин В.И., Абдуллина Э.Ю., Ефанов В.Н. МПК В64С 13/18, опубл. 27.11.2011.

3. Shomber Н., Gertsen W., - «Longitudinal Handing Qualities Griteria: an Evaluation AIAA Paptr, N65-780, 1965.

Система автоматизированного модального управления в продольном канале летательного аппарата, содержащая последовательно соединенные ручку пилота/задатчик тангажа и вычислитель автопилота угла тангажа, гидравлический привод и селектор минимального сигнала в составе сервопривода, выходной сигнал которого определяет угол отклонения руля высоты летательного аппарата, датчик угла тангажа летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу вычислителя автопилота угла тангажа, ограничитель предельных режимов (ОПР), состоящий из последовательно соединенных задатчика максимального угла атаки, вычислителя автомата ограничения угла атаки, выход которого подключен к входу сервопривода, датчик угловой скорости тангажа (ДУС) летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к входу вычислителя автомата ограничения угла атаки, выход вычислителя автопилота угла тангажа подключен ко второму входу селектора минимального сигнала, а также блок балансировки, отличающаяся тем, что дополнительно введен вычислитель алгоритма модального управления (ВАМУ), содержащий блок формирования сигнала усредненного приведенного коэффициента подъемной силы , программный блок оптимальной по критерию Шомбера-Гертсена передаточной функции системы по сигналу угловой скорости тангажа, блок невязки по угловой скорости тангажа (Δωz), на первый вход которого поступает сигнал с выхода датчика угловой скорости тангажа (ωz), на второй вход - сигнал угловой скорости тангажа с выхода блока передаточной функции (ωzm), при этом сумма масштабированных астатического сигнала (Δωz/p) и сигнала невязки (Δωz) с выхода блока невязки поступает на вход сервопривода и на первый вход блока передаточной функции, второй вход которого соединен с выходом датчика ручки летчика/задатчика тангажа, кроме того, в ВАМУ входит блок формирования сигнала управления (u) по правилу:

где: Fl - сигнал с ручки пилота,

ki - масштабные коэффициенты закона управления,

ωz - выходной сигнал датчика угловая скорость тангажа ЛА,

ωzm - выходной сигнал с желаемой эталонной модели,

ny - нормальная перегрузка.



 

Похожие патенты:

Система управления в продольном канале пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов содержит радиовысотомер малых высот, систему воздушных сигналов, бесплатформенную инерциальную навигационную систему в составе датчика нормальной перегрузки, датчика угловой скорости тангажа и датчика положения ручки летчика, цифровую систему траекторного управления и модальную систему дистанционного управления, электрогидравлический привод.

Изобретение относится к управлению технологическим процессом. Полевое устройство для мониторинга технологического параметра текучей среды промышленного процесса содержит технологический компонент, который представляет относительное движение в зависимости от технологического параметра, устройство захвата изображения, которое изменяется вследствие относительного движения технологического компонента, и процессор обработки изображения, соединенный с устройством захвата изображения.

Группа изобретений относится к способу и системе управления для управления аэродинамическими средствами летательного аппарата и летательному аппарату, содержащему такую систему.

Изобретение относится к системам повышения безопасности транспортного средства. Система помощи при вождении содержит модуль получения информации операций вождения, модуль переключения состояния вождения, модуль уведомления.

Техническое решение относится к области железнодорожной автоматики для управления железнодорожным депо. Система управления депо для управления железнодорожными вагонами, покрытыми ячеистой вагонной сетью, и составами поездов, покрытыми ячеистой поездной сетью, содержит ячеистую сеть депо с одним или несколькими приводными беспроводными шлюзами, размещенными в указанном депо в качестве сетевых узлов; при этом указанная система выполнена с возможностью выполнения следующих функций: (a) логического формирования составов поездов; (b) валидации сформированных составов поездов; и (c) логического роспуска составов поездов.

Изобретение относится к автоматическому управлению транспортным средством. Система автономного управления транспортным средством выполнена с возможностью переключения состояния управления транспортным средством.
Группа изобретений относится к беспилотным самолетам. В первом варианте беспилотный самолет имеет два двигателя, работающие на один пропеллер, валы которых соединены обгонной или управляемой муфтой, или которые работают на общий редуктор с двумя ведущими шестернями и соединены с редуктором обгонными или управляемыми муфтами.

Группа изобретений относится к способу и устройствам для управления беспилотным летательным аппаратом (БПЛА). Для управления БПЛА в случаях, когда расстояние между БПЛА и его контроллером выходит за пределы расстояния обзора человека, и когда линия связи для возврата данных внешней системы БПЛА неисправна, управляют БПЛА для ввода в защитный режим возврата.

Система дистанционного управления вертолетом содержит два поста управления с органами управления и датчиками положения ручек управления (ДПР), четыре блока управления приводом (БУП), два интегрированных блока датчиков (ИБД), два блока преобразования сигналов (БПС), блок резервной навигации (БРН), четыре электромеханических привода, блок кворумирования сигналов резервных каналов (БКС), блок управления архитектурой (БУА), два вычислительных устройства (ВУ), комплекс бортового оборудования (КБО), соединенные определенными образом.

Группа изобретений относится к управлению местоположением мобильного робота. Автономный мобильный робот (100) выполнен с возможностью двигаться по площади пола в соответствии со стратегией охвата пола.

Комплекс бортового оборудования вертолетов и самолетов авиации общего назначения (АОН) содержит многофункциональный индикатор (МФИ), основной пилотажный прибор (ОПП), комбинированную курсовертикаль (КВ), приемники воздушных давлений, приемник температуры торможений, блок преобразования сигналов, интегрированную систему радиосвязи (ИСР), систему табло аварийной и уведомляющей сигнализации, комплект внутреннего светотехнического и светосигнального оборудования, устройство беспроводной загрузки пользовательских данных, ответчик системы управления воздушным движением, аварийно-спасательный радиомаяк, малогабаритный бортовой регистратор, радиовысотомер, автоматический радиокомпас, транспондер автоматического зависимого наблюдения, комплект аппаратуры ближней навигации и посадки VOR/ILS/маркерного приемника/автоматического радиокомпаса, автопилот, соединенные определенным образом с помощью канала информационного обмена.

Группа изобретений относится к способу и устройству для конфигурирования системы управления тревожным сигналом для летательного аппарата, системе управления тревожным сигналом.

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.

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. .

Система управления в продольном канале пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов содержит радиовысотомер малых высот, систему воздушных сигналов, бесплатформенную инерциальную навигационную систему в составе датчика нормальной перегрузки, датчика угловой скорости тангажа и датчика положения ручки летчика, цифровую систему траекторного управления и модальную систему дистанционного управления, электрогидравлический привод.

Система автоматизированного модального управления в продольном канале летательного аппарата содержит ручку пилотазадатчик тангажа, вычислитель автопилота угла тангажа, сервопривод, датчик угла тангажа, ограничитель предельных режимов, датчик угловой скорости тангажа, блок балансировки, вычислитель алгоритма модального управления, система воздушных сигналов, соединенных определенным образом. Сервопривод содержит гидропривод и селектор минимального сигнала. Ограничитель предельных режимов содержит задатчик максимального угла атаки и вычислитель автомата ограничения угла атаки. ВАМУ содержит блок формирования сигнала усредненного приведенного коэффициента подъемной силы, программный блок передаточной функции системы по сигналу угловой скорости тангажа, блок невязки по угловой скорости тангажа, блок формирования сигнала управления. Обеспечивается повышение безопасности полета путем улучшения характеристик управления ЛА с помощью построения алгоритма синтеза управления ЛА в продольной плоскости. 2 ил.

Наверх