Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата



Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата

Владельцы патента RU 2650307:

Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (RU)

Изобретение относится к способу формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата. Для осуществления способа измеряют углы рыскания и крена, углы отклонения рулевых поверхностей, угловой скорости рыскания, угловой скорости крена, поперечное ускорение, производят идентификацию аэродинамических характеристик летательного аппарата на основе восстановления угла скольжения, произведенного с использованием линейного непрерывного фильтра Калмана-Бьюси и погрешностей измерения поперечного ускорения, угловых скоростей рысканья и крена, корректируют коэффициенты усиления контура управления боковым движением, на основе которых формируют адаптивный сигнал управления боковым движением летательного аппарата. Обеспечивается качество стабилизации углового движения летательного аппарата в широком диапазоне скоростей и высот полета при действии возмущений.

 

Настоящее изобретение относится к бортовым автоматическим системам управления движением и стабилизации летательного аппарата, выполненного по нормальной аэродинамической схеме, совершающего маневры в широком диапазоне скоростей и высот полета, подвергающегося в процессе полета внешним и внутренним возмущающим воздействиям.

Из существующего уровня техники известны способ формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации углового движения летательного аппарата (RU 2569580, опубл. 27.11.2015), способ формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации углового движения летательного аппарата (RU 2339990, опубл. 27.11.2008).

Недостатками данных технических решений является необходимость введения дополнительных измерительных устройств для измерения скоростного напора и отсутствие учета допусков на аэродинамические характеристики летательного аппарата.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является «Способ формирования сигнала управления боковым движением летательного аппарата и устройство для его осуществления» (RU 2339990, опубл. 27.11.2008).

Этот способ состоит в том, что задают сигнал управления по курсу, измеряют сигнал углового положения и угловой скорости по курсу летательного аппарата, формируют сигнал рассогласования по курсу, равный разности сигналов управления и углового положения по курсу, усиливают сигнал рассогласования и угловой скорости по курсу, суммируют усиленный сигнал рассогласования и угловой скорости по курсу, измеряют сигнал углового положения и угловой скорости по крену, формируют сигнал рассогласования по крену, равный разности сигналов управления и углового положения по крену, усиливают сигнал рассогласования и угловой скорости по крену и суммируют усиленный сигнал рассогласования и угловой скорости по крену, формируют выходной сигнал управления по курсу посредством ограничения суммарного сигнала по курсу, формируют сигнал модульной функции как сумму релейного и нелинейного компонентов сигнала управления по курсу, формируют базовый сигнал управления по крену, равный сигналу управления по курсу при превышении сигналом модульной функции заданной величины зоны нечувствительности релейной и нелинейной компонент и равный нулю в противном случае, фильтруют базовый сигнал управления по крену, инвертируют отфильтрованный сигнал, формируют сигнал управления по крену как усиленный инвертированный сигнал и формируют выходной сигнал управления по крену посредством ограничения суммарного сигнала по крену.

Недостатками способа, принятого за прототип, являются отсутствие учета априорной информации о возмущающих воздействиях, отсутствие учета неточностей знания параметров атмосферы и неточностей знания аэродинамических характеристик летательного аппарата.

Решаемой в предлагаемом способе формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата технической задачей является обеспечение требуемого качества стабилизации углового движения летательного аппарата в широком диапазоне скоростей и высот полета при действии возмущений.

Для решения указанной технической задачи в процессе полета производится идентификация аэродинамических характеристик летательного аппарата на основе восстановления угла скольжения, уточнения измеряемых угловых скоростей рыскания и крена, измеренных значений углов рыскания и крена и углов отклонения рулевых поверхностей летательного аппарата.

Восстановление угла скольжения производится с использованием линейного непрерывного фильтра Калмана с учетом погрешностей измерений поперечного ускорения и угловых скоростей рыскания и крена.

Сущность способа заключается в том, что производят идентификацию аэродинамических характеристик летательного аппарата на основе восстановления угла скольжения, измеренных углов рыскания и крена, углов отклонения рулевых поверхностей, угловой скорости рыскания, угловой скорости крена, а также поперечного ускорения, при этом восстановление угла скольжения производят с использованием линейного непрерывного фильтра Калмана-Бьюси с учетом погрешностей измерения поперечного ускорения и угловых скоростей рыскания и крена, корректируют коэффициенты усиления контура управления боковым движением летательного аппарата, формируют адаптивный сигнал управления боковым движением летательного аппарата на основе скорректированных коэффициентов.

Последовательность реализации способа формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата описывается следующим образом.

Уравнения возмущенного бокового движения имеют следующий вид (1):

,

,

,

,

,

,

,

,

,

,

,

,

.

где β, ωx, ωy - угол скольжения, угловые скорости крена и рыскания соответственно,

, , , , , , , - аэродинамические коэффициенты ЛА,

q - скоростной напор,

m - масса ЛА,

S - характерная площадь ЛА,

L - характерная длина ЛА для приведения аэродинамических характеристик в канале рыскания,

D - характерный диаметр ЛА для приведения аэродинамических характеристик в канале крена,

V - скорость ЛА,

Ix, Iy - моменты инерции ЛА,

α - угол атаки ЛА,

σн, σэ - управляющие сигналы на рули направления и крена,

δн, δэ - суммарные углы отклонения рулей, задействованных в каналах рыскания и крена,

δни, δэи - суммарные измеренные углы отклонения рулей, задействованных в каналах рыскания и крена,

, , - возмущающие воздействия:

,

,

,

, , , , , - допуска на аэродинамические характеристики, %,

- возмущения, вызываемые ветровыми воздействиями, , 1/с,

Wz - скорость горизонтального ветра в поперечном направлении, м/с,

Kρ - отклонение плотности воздуха от номинальных значений, %,

KΔy, KΔz - допуска на положение центра масс ЛА в вертикальном и поперечном направлениях, м,

, , , , ,

, , ,

T - постоянная времени рулевого привода,

ψпр - программное значение угла рыскания,

Kψ, , - коэффициенты усиления контура стабилизации рыскания,

Kγ, , - коэффициенты усиления контура стабилизации крена.

Математическая модель измерений описывается системой уравнений (2)

Здесь n, δи - измеренные значения поперечной перегрузки и углов отклонения рулевых поверхностей соответственно,

, , - ошибки измерений угловых скоростей крена, рыскания и поперечной перегрузки соответственно.

Восстановление угла скольжения проводится на основе линейного непрерывного фильтра Калмана-Бьюси (ФКБ).

Векторные уравнения ФКБ (3) приведены ниже:

где - вектор оцениваемых параметров,

A - матрица правой части математической модели движения (1),

u - вектор известных составляющих правой части,

P - матрица ковариаций ошибки оценки в процессе оценки,

H - известная матрица правой части модели измерений,

R - матрица ковариаций шумов измерений,

Q - матрица ковариаций внешних возмущений.

Восстановление угла скольжения, а также оценки измеряемых с погрешностями угловых скоростей крена и рыскания проводятся с использованием следующих уравнений (4):

,

,

,

,

,

,

,

,

p21=p12,

p31=p13,

p32=p23.

Здесь , , - оценки угла скольжения и угловых скоростей крена и рыскания, , , - априорные дисперсии измерений, - априорная дисперсия угловой скорости ветрового порыва.

На основании уравнения (1) можно записать выражение для определения реализованного коэффициента :

Адаптивные сигналы управления боковым движением летательного аппарата формируются на основе скорректированных коэффициентов, , по формулам (6), (7):

Здесь b50 - значение коэффициента b5 для номинальных аэродинамических характеристик, , , - коэффициенты усиления, обеспечивающие выполнение требований к качеству переходных процессов при номинальных аэродинамических характеристиках, D - добротность рулевого привода, , вычисляются по формуле (8):

Сформированные адаптивные сигналы управления боковым движением летательного аппарата , имеют вид (9), (10):

Предложенная схема коррекции коэффициентов контура стабилизации на основе идентифицированных аэродинамических коэффициентов позволяет повысить качество переходных процессов отработки возмущений.

Эффективность принятого подхода к коррекции коэффициентов в процессе полета подтверждена результатами анализа и математического моделирования.

Все составные операции способа могут быть выполнены программно-алгоритмически в бортовых вычислительных машинах беспилотных летательных аппаратов.

Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата, при котором производят идентификацию аэродинамических характеристик летательного аппарата на основе восстановления угла скольжения, измеренных углов рыскания и крена, углов отклонения рулевых поверхностей, угловой скорости рыскания, угловой скорости крена, а также поперечного ускорения, при этом восстановление угла скольжения производят с использованием линейного непрерывного фильтра Калмана-Бьюси с учетом погрешностей измерения поперечного ускорения и угловых скоростей рыскания и крена, корректируют коэффициенты усиления контура управления боковым движением летательного аппарата, формируют адаптивный сигнал управления боковым движением летательного аппарата на основе скорректированных коэффициентов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области сельскохозяйственного машиностроения, в частности к устройствам автоматизации управления движением машинно-тракторных агрегатов.

Группа изобретений относится к системе адаптивного управления полетом для летательного аппарата, системе силовой передачи толкающего винта и летательному аппарату.

Группа изобретений относится к способам управления движением транспортного средства по заданной траектории. В первом способе для управления движением транспортного средства располагают оптические маяки с заранее известными координатами вблизи траектории движения, каждый из которых содержит два источника оптического излучения с монохромным спектром излучения, имеющие различные характеристики излучения и расположенные определенным образом.

Изобретение относится к способу управления движением летательного аппарата (ЛА). Для управления движением ЛА проводят предполетную подготовку с использованием математической модели ЛА, формируют в памяти бортовой системы управления исходные данные о динамических параметрах ЛА и опорных точек в виде матриц, формируют программную траекторию движения ЛА по опорным точкам, в процессе полета восстанавливают траекторию движения ЛА плавным переходом между опорными точками, управление движением ЛА осуществляют при помощи метода пропорционального сближения и динамической коррекции программной траектории определенным образом.

Изобретение относится к способу управления движением летательного аппарата (ЛА), при котором производят предполетную подготовку ЛА с использованием математической модели ЛА, в ходе которой формируют исходные данные о динамических параметрах ЛА и опорных точках траектории определенным образом, формируют программную траекторию движения ЛА по опорным точкам, в процессе полета восстанавливают траекторию плавным переходом между опорными точками, осуществляют управление движением ЛА при помощи метода пропорционального сближения с учетом динамической коррекции программной траектории движения ЛА определенным образом при необходимости.

Устройство управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания содержит вычислитель выравнивания на основании данных о высоте и вертикальном ускорении, блок запоминания и стабилизации заданного значения угла тангажа на минимальной гарантированной высоте работы радиовысотомера.

Изобретение относится к способу управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания. Для осуществления способа производят измерения радиовысотомером высоты, формируют заданное значение угла тангажа, которое запоминают на минимальной гарантированной высоте работы радиовысотомера, обеспечивают стабилизацию запомненного значения угла тангажа до момента касания взлетно-посадочной полосы.

Группа изобретений относится к способу и устройству определения потребности для системы автоматического пилотирования (АП) летательного аппарата. Для осуществления способа вводят поведенческие параметры АП , проверяют соответствие вводимых параметров языку предметной области, генерируют файлы определения потребности, сохраняют генерированные файлы определения потребности.

Адаптивная система с эталонной моделью для управления летательным аппаратом, содержащая два сумматора, три блока умножения, три интегратора, корректирующее звено, блок сравнения, блок алгоритмов самонастройки, эталонную модель, датчики угла поворота, угловой скорости и линейного ускорения, рулевой привод, соединенные определенным образом.

Изобретение относится к способу автоматизированного контроля и управления беспилотными авиационными системами (БАС), при котором осуществляют радиосвязь с наземными станциями управления, каждой из которых присваивается свой идентификационный номер.

Изобретение относится к системам управления, автоматически выбирающим оптимальный режим работы. Способ управления системой охлаждения маслонаполненного трансформатора с частотно регулируемым приводом масляных и воздушных охладителей заключается в следующем.

Автоматический нейросетевой настройщик параметров ПИ-регулятора для управления нагревательными объектами содержит уставку по температуре, ПИ-регулятор, объект управления, два блока задержки сигналов, нейросетевой настройщик, соединенные определенным образом.

Изобретение относится к области электротехники, в частности к позиционным электроприводам постоянного тока, и может быть использовано для автоматизации металлорежущих станков, электромеханических роботов, управления аэродинамическими рулями и в других механизмах систем радиотехники, автоматики и вычислительной техники.

Изобретение относится к области электротехники, в частности к позиционным электроприводам постоянного тока, и может быть использовано для автоматизации металлорежущих станков, электромеханических роботов, управления аэродинамическими рулями и в других механизмах систем радиотехники, автоматики и вычислительной техники.

Изобретение относится к стендовым испытаниям узлов транспортных средств. Предложена автоматизированная система управления нагружающим устройством для стендовых испытаний автомобильных энергетических установок, в которой устройство имитации колеса содержит блок модели привода, который в реальном автомобиле связывает вал испытываемого силового агрегата энергоустановки с колесами, и интегрирующее звено, постоянная времени которого равна моменту инерции имитируемого колеса и коэффициент усиления равен радиусу имитируемого колеса.

Группа изобретений относится к технологиям управления лесотехнической машиной. Техническим результатом является обеспечение возможности определения изменения в быстроте действий водителя.

Изобретение относится к системе отопления в железнодорожных вагонах. Субоптимальная энергетическая система содержит теплогенерирующий блок с первичной обмоткой переменного тока, являющийся объектом управления.

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.

Комбинированная адаптивная система управления с фильтр-корректором (ФК) для динамических объектов с периодическими коэффициентами содержит объект регулирования, блок задания коэффициентов, первый блок суммирования, ФК, n первых умножителей, n вторых умножителей, n вторых блоков суммирования, n блоков задержки, третий блок суммирования, соединенные определенным образом.

Изобретение относится к автоматике и может быть использовано в чистых помещениях для поддержания постоянной оптимальной температуры. В способе автоматического управления системами выходную переменную исполнительного механизма подают на вход управляемого объекта, измеряют фактическую величину выходной переменной управляемого объекта, которую вместе с командной величиной входной переменной управляемого объекта используют для формирования управляющего сигнала, который подают на вход исполнительного механизма за счет использования отрицательной обратной связи по выходной переменной управляемого объекта.

Дистанционная резервированная система автоматизированного модального управления в продольном канале маневренных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов 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), систему воздушных сигналов, датчик линейных ускорений, идентификатор угла атаки, соединенные определенным образом.

Изобретение относится к способу формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата. Для осуществления способа измеряют углы рыскания и крена, углы отклонения рулевых поверхностей, угловой скорости рыскания, угловой скорости крена, поперечное ускорение, производят идентификацию аэродинамических характеристик летательного аппарата на основе восстановления угла скольжения, произведенного с использованием линейного непрерывного фильтра Калмана-Бьюси и погрешностей измерения поперечного ускорения, угловых скоростей рысканья и крена, корректируют коэффициенты усиления контура управления боковым движением, на основе которых формируют адаптивный сигнал управления боковым движением летательного аппарата. Обеспечивается качество стабилизации углового движения летательного аппарата в широком диапазоне скоростей и высот полета при действии возмущений.

Наверх