Способ управления беспилотным планирующим летательным аппаратом

Изобретение относится к способу управления планирующим беспилотным летательным аппаратом (БПЛА). Для управления БПЛА в каждом цикле наведения на каждую опорную точку решают краевую задачу наведения в сопровождающей системе координат с началом на текущем радиус-векторе центра масс БПЛА на высоте, равной высоте очередной опорной точки траектории, преобразуют полученные компоненты требуемого ускорения в скоростную и полускоростную системы координат, определяют требуемые значения угла аэродинамического крена и угла атаки. Обеспечивается управление БПЛА на больших расстояниях от точки наведения. 3 ил., 2 табл.

 

Изобретение относится к области наведения беспилотных планирующих летательных аппаратов (БПЛА) и может быть использовано при создании и эксплуатации таких летательных аппаратов.

Наиболее близким к данному изобретению является описанный способ управления движением БПЛА, базирующийся на следующих основных положениях:

1. БПЛА движется в высоких слоях атмосферы с большой начальной скоростью, обладает существенным аэродинамическим качеством и возможностью автономного управления величиной и направлением аэродинамической подъемной силы путем целенаправленного изменения угла аэродинамического крена ϕ и угла атаки α. На фиг. 1 представлена схема БПЛА с действующими на нее аэродинамическими силами: подъемной силой и силой лобового сопротивления , а также показана схема введения угла аэродинамического крена ϕ и угла атаки α с использованием связанной с БПЛА - Sx1y1z1, скоростной - SxVyVzV и полускоростной - систем координат.

2. Управление БПЛА заключается в последовательном наведении на каждую из совокупности опорных точек траектории Mj (j=1, …, N), заданной геодезическими координатами Bj, Lj, Hj, и направлений их пролета, заданных углами азимута Aj и наклона к местным горизонтам θj.

3. Наведение БПЛА осуществляется с использованием терминального метода наведения «по требуемому ускорению» [1], который включает решение краевой задачи наведения с целью определения требуемого ускорения, обеспечивающего перевод БПЛА из текущего положения в требуемое конечное, задаваемое в каждой очередной опорной точке траектории. Требуемое ускорение как функция времени движения на оставшейся части пути к опорной точке определяется для управления движением БПЛА в поперечном направлении и реализуется путем придания БПЛА соответствующих значений угла аэродинамического крена и угла атаки . Движение в продольном направлении осуществляется по инерции. Определение и реализация величин углов и осуществляются в каждом цикле наведения Tцн, измеряемом долями секунды, в течение всего времени движения БПЛА к очередной точке наведения.

Краевая задача наведения предполагает выбор целевой системы координат, в которой задаются уравнения движения БПЛА и краевые условия. В прототипе в качестве целевой выбрана прямоугольная система координат Mjxyz с началом в опорной точке Mj, осью Mjx, ориентированной азимутом Aj и углом наклона траектории θj, осью Mjz в плоскости местного горизонта и осью Mjy, дополняющей систему координат до правой (фиг. 2). Предполагается, что текущие параметры движения БПЛА - r(t), V(t) - в реальном полете определяются бортовой навигационной системой, а при компьютерном моделировании полета БПЛА - из интегрирования системы дифференциальных уравнений, описывающей движение БПЛА. Пусть, например, известны значения текущих параметров движения БПЛА в гринвичской геоцентрической относительной системе координат Oξηζ. Из полетного задания известны геодезические координаты опорных точек Mj, преобразуемые в систему координат

Система уравнений движения БПЛА в целевой системе координат Mjxyz при допущении о безынерционном выполнении задаваемых управляющих команд в векторной форме имеет вид:

где кажущееся ускорение БПЛА от суммарной аэродинамической силы разделено на «полезную» часть - требуемое управляющее ускорение и «вредную» часть - ускорение от силы сопротивления движению БПЛА; - ускорение от силы притяжения Земли в точке Mj.

4. Краевые условия задачи наведения в системе координат Mjxyz задаются в следующем виде:

- в текущей точке траектории или на «левом» конце краевой задачи наведения

где

а матрицы направляющих косинусов - и , связывающие относительную геоцентрическую гринвичскую систему координат Oξηζ с целевой Mjxyz, легко определяются, поскольку известны углы Bj, Aj и θj.

Краевые условия в конечной точке траектории или на «правом» конце краевой задачи наведения имеют вид:

Время движения БПЛА на оставшейся части пути к точке наведения T прогнозируется в каждом цикле наведения Tцн с использованием гипотезы о равномерном прямолинейном движении БПЛА на оставшейся части пути:

В краевой задаче требуется на временном интервале [t, tк]=[0≤τ≤T] определить вектор - функцию , удовлетворяющую краевым условиям (2) и ограничению на величину угла атаки, заданную соотношением:

Решение краевой задачи в аналитическом виде в прототипе получено при представлении требуемого ускорения в форме простой интегрируемой функции - временного полинома первого порядка:

При допущениях, что поле притяжения Земли на участке сближения БПЛА с точкой наведения принимается однородным, а ускорение силы притяжения - равным ускорению в точке Mj-g(r), и неучете вращения Земли, система уравнений (1) декомпозируется на три независимых подсистемы, из которых «полезные» компоненты ускорения определяются в виде проекций вектор-функции (6) на оси Mjy и Mjz целевой системы координат Mjxyz:

оптимальному по затратам энергии (или - для планирующего ЛА - по потерям скорости движения) управлению ЛА при наведении его на цель. Представим их в виде:

где значения коэффициентов A(y), B(y), A(z), B(z) на любой момент времени из интервала [0≤τ≤T] определяются после интегрирования упомянутых подсистем уравнений с краевыми условиями (2) и (3). В результате определяются программы изменения управляющих ускорений в виде:

Преобразование требуемых ускорений из вида (7), (8) к виду, реализуемому органами управления БПЛА, осуществляется следующим образом. Сначала требуемые ускорения преобразуются в полускоростную систему координат:

где матрица , связывающая целевую систему координат с полускоростной, имеет вид:

а требуемое значение угла аэродинамического крена на момент τ, в качестве которого задается момент из очередного цикла наведения Tцн, например , рассчитывается по формуле:

Требуемое значение угла атаки определяется после определения проекций требуемого ускорения в скоростной системе координат:

где матрица, связывающая полускоростную систему координат со скоростной системой координат, имеет вид:

Однако сначала из выражения

в котором левая часть определена по формуле (12), а в правой части известны значения массы m и характерной площади крыла БПЛА, значения скорости V, высоты полета H и соответствующей плотности атмосферы ρ, определяется требуемое значение коэффициента подъемной силы .

Требуемое значение угла атаки определяется с помощью таблиц, представляющих зависимость аэродинамических коэффициентов от высоты H, числа Маха M и угла атаки α. По известным значениям , H, M методом итераций определяется требуемое значение угла атаки . По другой таблице определяется соответственно значение аэродинамического коэффициента силы лобового сопротивления , , используемого при математическом моделировании движения БПЛА.

Недостатком ближайшего аналога является его непригодность для управления БПЛА на больших - порядка нескольких тысяч километров - расстояниях от точки наведения. Причиной этому является зависимость величин параметров y, z, Vy, Vz, служащих краевыми условиями в краевой задаче наведения, от положения летательного аппарата в целевой системе координат. На больших удалениях от начала системы координат (фиг. 3) из-за кривизны траектории БПЛА параметры y, z, Vy, Vz принимают очень большие значения и, как следствие (см. формулы (7), (8)), становятся большими значения требуемых ускорений , и соответственно значение требуемого угла атаки .

В результате условие (5) не выполняется и управление движением БПЛА осуществляется на большей части маршрута при значениях . А это приводит к существенным потерям скорости движения из-за сопротивления атмосферы.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанного недостатка в бортовом алгоритме наведения БПЛА.

Технический результат достигается тем, что в каждом цикле наведения на каждую опорную точку траектории решают краевую задачу наведения, полученные компоненты требуемого ускорения преобразуют в полускоростную и в скоростную системы координат и с их помощью определяют требуемые значения угла аэродинамического крена и угла атаки, краевую задачу наведения решают в сопровождающей системе координат с началом на текущем радиус-векторе центра масс БПЛА на высоте, равной высоте очередной опорной точки траектории.

За счет применения в качестве целевой системы координат в краевой задаче наведения сопровождающей системы координат, в которой краевые условия на левом конце определяются и всегда остаются малыми, требуемые значения ускорения и угла атаки во все время наведения на опорные точки траектории остаются малыми и малыми оказываются потери скорости БПЛА из-за сопротивления атмосферы.

Сущность изобретения поясняется приведенным ниже описанием, фиг. 1-3 и подтверждается примером моделирования траектории БЛА при реализации ближайшего способа и предложенного способа управления в таблицах 1, 2.

Суть предлагаемого способа управления БПЛА та же, что и в ближайшем аналоге, только в качестве целевой системы координат, в которой задаются краевые условия и решается краевая задача, выбирается так называемая сопровождающая системы координат Scxcyczc (фиг. 3) с началом на радиус-векторе центра масс БПЛА в точке Sc, высота которой постоянна и равна высоте очередной точки наведения:

Ось Scyc системы Scxcyczc направлена вдоль радиус-вектора от центра масс БПЛА - точки S; ось Sczc - по нормали к плоскости Пс, образуемой двумя радиус-векторами - и , исходящими из центра Земли. Ось Scxc дополняет целевую систему координат до правой.

Модель движения БПЛА в краевой задаче наведения на точку Mj в системе координат Scxcyczc по форме не отличается от модели (1), но теперь уравнения движения интегрируются при других краевых условиях:

на левом конце -

на правом конце -

На фиг. 3 показано различие величин краевых условий в краевых задачах наведения в одной и той же текущей точке траектории БПЛА в двух описываемых способах управления движением БПЛА.

Координата yc определяется бортовой навигационной системой в виде , а координата zc=0.

Проекции вектора скорости на оси системы координат Scxcyczc определяются по формуле:

где матрица направляющих косинусов, связывающая относительную геоцентрическую гринвичскую систему координат с текущей сопровождающей системой координат, определяется в каждом цикле наведения в виде:

где

где , и входящие в выражения (19) векторы и их модули известны из полетного задания и навигационных измерений.

Необходимо отметить, что при сближении БПЛА с каждой опорной точкой значение центрального угла Фj между векторами и стремится к нулю и, как следствие, система координат Scxcyczc (см. формулы (19)) вырождается. Аналогично вырождаются и величины (смотри формулы (7), (8)) при T→0. Выходом из этих ситуаций служит «замораживание» расчета направления орта при достижении в процессе наведения выполнения условия Фj≤Фmin - минимально допустимого значения угла, а во втором случае - при достижении условия T≤Tцн - продолжительности цикла наведения.

Значения проекций требуемого ускорения на оси целевой системы координат Scxcyczc теперь имеют вид:

Далее алгоритм определения требуемых значений управляющих параметров - угла аэродинамического крена и угла атаки - не отличается от алгоритма описанного выше способа-прототипа. По формулам вида (9), (10), (11), в которых в качестве проекций вектора скорости БПЛА вместо проекций на оси системы координат Mjxyz используются одноименные проекции скорости на оси сопровождающей системы координат Scxcyczc, определяются требуемые значения ускорений в полускоростной системе координат и требуемое значение угла аэродинамического крена . Далее по формулам, аналогичным формулам (12), (13), рассчитывается проекция требуемого ускорения на ось Syν скоростной системы координат и определяется требуемое значение аэродинамического коэффициента подъемной силы .

Далее с помощью таблиц определяется требуемое значение угла атаки .

На фиг. 3 представлена схема, иллюстрирующая различия величин текущих параметров движения БПЛА, используемых при решении краевой задачи наведения в двух описанных выше целевых системах координат в качестве краевых условий. Из приведенной схемы видно, что величины y и Vу, определяемые в системе координат Mjxyz, при больших расстояниях текущей точки траектории S от точки Mj существенно больше (по модулю) величин yc и из-за влияния кривизны траектории на участке движения БПЛА к точке Mj. Следовательно, величины проекций требуемого ускорения в сопровождающей системе координат, вычисляемые по формулам (19), (20), окажутся значительно меньше, чем вычисляемые по формулам (7), (8) в целевой системе координат Mjxyz. Далее цепочки вычислений по двум описанным алгоритмам приводят к существенно различным значениям требуемого угла атаки и, как следствие, к существенно различным величинам силы лобового сопротивления атмосферы. В результате при использовании в краевой задаче сопровождающей системы координат в качестве целевой системы координат уменьшаются потери скорости, увеличивается располагаемая дальность полета БПЛА.

Кроме того, при планировании маршрутов БПЛА большой протяженности количество опорных точек, включаемых в состав данных полетного задания, сводится к минимуму и определяется только конфигурацией маршрута. При этом нет необходимости кроме координат опорных точек задавать требуемые значения азимутов и углов наклона траектории, так как требуемые направления движения БПЛА после пролета опорных точек задаются направлением первой оси сопровождающей системы координат.

В таблице 1, 2 представлены результаты моделирования движения БПЛА при двух описанных выше способах управления на одном и том же участке пути при одних и тех же начальных условиях.

Источник информации

1. Горченко Л.Д. Метод терминального наведения по требуемому ускорению аэродинамически управляемых летательных аппаратов. Журнал «Полет», №6, М.: Машиностроение, 1999, с 21-24.

Способ управления беспилотным планирующим летательным аппаратом, заключающийся в том, что в каждом цикле наведения на каждую опорную точку траектории решают краевую задачу наведения, полученные компоненты требуемого ускорения преобразуют в полускоростную и в скоростную системы координат и с их помощью определяют требуемые значения угла аэродинамического крена и угла атаки, отличающийся тем, что краевую задачу наведения решают в сопровождающей системе координат с началом на текущем радиус-векторе центра масс беспилотного планирующего летательного аппарата на высоте, равной высоте очередной опорной точки траектории.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области технологий связи. Технический результат заключается в повышении эффективности процесса совместного использования и обработки фотографий.

Изобретение относится к области компьютерных систем, а именно к Интернету Вещей. Техническим результатом является обнаружение скрытых взаимосвязей в Интернете Вещей.

Изобретение относится к поиску информации на основе отображаемого изображения. Техническим результатом является повышение точности результатов поиска.

Изобретение относится к средствам хранения данных. Технический результат заключается в сокращении времени обработки запросов в случае сбоя работы устройства.

Изобретение относится к средствам представления двумерного изображения. Технический результат заключается в повышении информативности и быстродействия результатов поиска.

Изобретение относится к средствам сжатия, передачи и хранения в компактном виде мультимедийной информации. Технический результат заключается в повышении быстродействия при сжатии мультимедийной информации.

Изобретение относится к способу автономной ориентации подвижного объекта. Для автономной ориентации подвижного объекта измеряют проекции векторов напряженности результирующего магнитного поля трехосным блоком акселерометров, кажущееся ускорение объекта трехосным блоком акселерометров, абсолютную угловую скорость вращения объекта трехосным блоком гироскопов, выполняют предварительную метрологическую калибровку магнитометров, акселерометров и гироскопов, идентификацию и учет параметров внутренних и внешних помех объекта, алгоритмическую обработку сигналов магнитометров, акселерометров и гироскопов, коррекцию, учет относительных угловых скоростей вращения и редукцию показаний магнитометров, акселерометров и гироскопов, формируют информацию о совокупности базисов векторов геофизических полей и дополнительных векторов в неподвижном и связанном трехгранниках, вычисляют оценки направляющих косинусов и углов ориентации объекта в условиях функциональной избыточности информации, оценки угловых скоростей вращения объекта.

Изобретение относится к системе для обработки данных бизнес-процесса. Технический результат заключается в обеспечении автоматизации обработки данных бизнес-процесса.

Изобретение относится к Интернет-технологиям. Технический результат направлен на расширение арсенала средств.

Изобретение относится к способу диалога между машиной и человеческим существом. Технический результат заключается в обеспечении более естественного диалога с машиной, адаптированного к собеседнику (не стереотипного).

Изобретение относится к способу автономной ориентации подвижного объекта. Для автономной ориентации подвижного объекта измеряют проекции векторов напряженности результирующего магнитного поля трехосным блоком акселерометров, кажущееся ускорение объекта трехосным блоком акселерометров, абсолютную угловую скорость вращения объекта трехосным блоком гироскопов, выполняют предварительную метрологическую калибровку магнитометров, акселерометров и гироскопов, идентификацию и учет параметров внутренних и внешних помех объекта, алгоритмическую обработку сигналов магнитометров, акселерометров и гироскопов, коррекцию, учет относительных угловых скоростей вращения и редукцию показаний магнитометров, акселерометров и гироскопов, формируют информацию о совокупности базисов векторов геофизических полей и дополнительных векторов в неподвижном и связанном трехгранниках, вычисляют оценки направляющих косинусов и углов ориентации объекта в условиях функциональной избыточности информации, оценки угловых скоростей вращения объекта.

Система предупреждения сваливания содержит датчик угла атаки, средства оповещения, два датчика местных углов атаки, установленные друг от друга на расстоянии не менее 60 % полного размаха крыла, датчики положения элеронов или датчик положения органа управления в поперечном канале, блок управления.

Группа изобретений относится к способу и устройству формирования цифроаналогового сигнала угловой стабилизации нестационарного объекта управления. Для формирования сигнала угловой стабилизации задают цифровой сигнал углового положения, измеряют цифровой сигнал углового положения, формируют его запаздывание, измеряют аналоговый сигнал угловой скорости, формируют цифровой сигнал рассогласования и преобразовывают его в аналоговый сигнал, формируют выходной сигнал угловой скорости, измеряют сигнал скоростного напора, формируют ограничение сигнала запаздывания определенным образом, задают сигнал минимального скоростного напора, выставляют минимальный уровень сигнала ограничения суммарного сигнала при значениях скоростного напора, равных или меньше, чем минимальное.

Изобретение относится к области сельскохозяйственного машиностроения, в частности к устройствам автоматизации движения машинно-тракторных агрегатов. Индуктор сельскохозяйственный навигационный для создания переменных магнитных полей, программирующих плановые траектории роботизированных машинно-тракторных агрегатов, выполнен в виде двух идентичных контуров с гоновыми проводами и перемычками между ними.

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

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам управления летательными аппаратами. Элемент привода автопилота включает в себя первый и второй электродвигатели, содержащие вращающиеся выходные валы таким образом, что любой один или оба из электродвигателей могут приводить в движение выходной вал элемента привода.

Многофункциональный комплекс бортового оборудования вертолета содержит пульт-вычислитель навигационный с приемником спутниковой связи (1), систему автоматического управления (2), систему электронной индикации (3), навигационную систему (4), включающую в себя устройство определения крена, тангажа и курсоуказатель, вычислитель воздушных сигналов (5), радиотехническое оборудование (6), включающее в себя автоматический радиокомпас, аппаратуру навигации и посадки, радиосвязное оборудование (7), радиовысотомер малых высот (8), защищенный бортовой накопитель (9), метеонавигационную радиолокационную систему (11), генератор цифровых карт (13) и группу резервных приборов (10), включающую в себя указатель приборной скорости, два авиагоризонта, спутниковую антенну (14), обеспечивающую передачу сигнала на соответствующий вход пульта-вычислителя навигационного (1) и соответствующий вход генератора цифровых карт (13).

Система управления направлением движения транспортного средства включает в себя два отдельных устройства привязки; лазерное сканирующее устройство, выполненное с возможностью испускать сигналы лазерного луча и сканировать секторную область лазерным лучом, с тем чтобы измерять расстояние по прямой соединительной линии для соединения лазерного сканирующего устройства с любым из по меньшей мере двух отдельных устройств привязки и угол между соответствующей прямой соединительной линией и корпусом транспортного средства у транспортного средства или угол между прямыми соединительными линиями; процессор, выполненный с возможностью обрабатывать и сохранять данные и определять, является или нет ориентация корпуса транспортного средства в реальном времени отклоняющейся от начальной ориентации корпуса транспортного средства сразу после того, как система начинает работать, в соответствии с результатами, считанными лазерным сканирующим устройством.

Группа изобретений относится к области автоматического управления, в частности к способам управления тележкой с противовесом. Способ управления тележкой с противовесом, при котором выявляют тип препятствия впереди тележки с противовесом, путем измерения высоты препятствия впереди тележки с противовесом.

Система мониторинга маршрутов движения сельскохозяйственных машин при выполнении полевых работ содержит блок приема транзакций с датчиков географического положения сельскохозяйственных машин, блок идентификации датчиков географического положения сельскохозяйственных машин, блок выдачи адресов записей маршрутов движения сельскохозяйственных машин, блок приема данных реквизитов маршрутов движения сельскохозяйственных машин из базы данных сервера системы, первый блок идентификации координат географического положения сельскохозяйственных машин, второй блок идентификации координат географического положения сельскохозяйственных машин, блок коммутации и выдачи данных на информационные входы сельскохозяйственных машин, соединенные определенным образом.

Изобретение относится к дистанционному мониторингу транспортных средств. Техническим результатом является усовершенствование процесса определения местоположения и отслеживания транспортного средства. Заявлена система для дистанционного мониторинга транспортных средств, включающая компьютерный сервер с процессором и запоминающим устройством, на котором хранятся инструкции, исполняемые процессором, причем сервер выполнен с возможностью принимать аэроснимок, принимать данные, относящиеся к транспортному средству, принимать запрос изображения транспортного средства, идентифицировать транспортное средство на изображении и на основании, по крайней мере, фрагмента аэроснимка, на котором присутствует изображение транспортного средства, предоставлять информацию, содержащую этот фрагмент аэроснимка и/или местоположение транспортного средства, и/или маршрут транспортного средства, и/или событие, в котором участвует транспортное средство, и/или состояние транспортного средства. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к способу управления планирующим беспилотным летательным аппаратом. Для управления БПЛА в каждом цикле наведения на каждую опорную точку решают краевую задачу наведения в сопровождающей системе координат с началом на текущем радиус-векторе центра масс БПЛА на высоте, равной высоте очередной опорной точки траектории, преобразуют полученные компоненты требуемого ускорения в скоростную и полускоростную системы координат, определяют требуемые значения угла аэродинамического крена и угла атаки. Обеспечивается управление БПЛА на больших расстояниях от точки наведения. 3 ил., 2 табл.

Наверх