RU2460113C1 - Method of generating integral adaptive signal for stabilising gliding motion of unmanned aircraft and apparatus for realising said method - Google Patents
Method of generating integral adaptive signal for stabilising gliding motion of unmanned aircraft and apparatus for realising said method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2460113C1 RU2460113C1 RU2011107868/08A RU2011107868A RU2460113C1 RU 2460113 C1 RU2460113 C1 RU 2460113C1 RU 2011107868/08 A RU2011107868/08 A RU 2011107868/08A RU 2011107868 A RU2011107868 A RU 2011107868A RU 2460113 C1 RU2460113 C1 RU 2460113C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- signal
- output
- input
- angular velocity
- generating
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Feedback Control In General (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления существенно нестационарными беспилотными летательными аппаратами (ЛА) в условиях знакопеременных входных воздействий и широкого диапазона нестационарных параметров ЛА.The invention relates to airborne automatic control systems for substantially unsteady unmanned aerial vehicles (LA) under conditions of alternating input influences and a wide range of unsteady aircraft parameters.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является способ формирования сигнала стабилизации ЛА, включающий задание сигнала управления, измерение сигналов углового положения и угловой скорости ЛА, формирование сигнала рассогласования между заданным сигналом управления и измеренным сигналом углового положения, усиление сигналов рассогласования и угловой скорости, формирование сигнала суммы усиленных сигналов рассогласования и угловой скорости, формирование сигнала интегральной компоненты, масштабирование сигнала интегральной компоненты, ограничение масштабированного сигнала интегральной компоненты и суммирование сигнала суммы усиленных сигналов рассогласования и угловой скорости с ограниченным масштабированным сигналом интегральной компоненты [1].Closest to the proposed invention is a method of generating a stabilization signal for an aircraft, including setting a control signal, measuring signals of the angular position and angular velocity of the aircraft, generating a mismatch signal between a given control signal and a measured signal of angular position, amplifying the mismatch signals and angular velocity, generating a signal of the sum of amplified mismatch signals and angular velocity, signal formation of the integral component, scaling of the signal of the integral components, limiting the scaled signal of the integral component and summing the signal to the sum of the amplified error signals and angular velocity with a limited scaled signal of the integral component [1].
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является устройство формирования сигнала стабилизации ЛА, содержащее датчик угла, датчик угловой скорости, последовательно соединенные задатчик сигнала управления, элемент сравнения, второй вход которого соединен с выходом датчика угла, суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости, и сумматор, и интегрирующий усилитель [1].Closest to the proposed invention is a device for generating a stabilization signal for an aircraft, comprising an angle sensor, an angular velocity sensor, serially connected control signal adjuster, a comparison element, the second input of which is connected to the output of the angle sensor, a summing amplifier, the second input of which is connected to the output of the angular velocity sensor , and the adder, and the integrating amplifier [1].
Недостатками известных способа и устройства являются ограниченность функциональных возможностей управления при существенной нестационарности параметров ЛА и невысокая точность при наличии возмущений, действующих на ЛА, например ветровых порывов, приводящих к неустойчивости планирующего движения.The disadvantages of the known method and device are the limited control capabilities with significant non-stationary parameters of the aircraft and low accuracy in the presence of disturbances acting on the aircraft, for example, wind gusts leading to instability of the planning movement.
Технической задачей, решаемой в предлагаемых способе и устройстве, является расширение функциональных возможностей и повышение точности управления в условиях широкого диапазона высот и скоростей полета и действия возмущающих факторов.The technical problem to be solved in the proposed method and device is to expand the functionality and improve control accuracy in a wide range of altitudes and flight speeds and the action of disturbing factors.
Для решения названной технической задачи в способе формирования интегрального сигнала стабилизации планирующего движения ЛА, включающем задание сигнала управления, измерение сигналов углового положения и угловой скорости ЛА, формирование сигнала рассогласования между заданным сигналом управления и измеренным сигналом углового положения, усиление сигналов рассогласования и угловой скорости, формирование сигнала суммы усиленных сигналов рассогласования и угловой скорости, формирование сигнала интегральной компоненты, масштабирование сигнала интегральной компоненты, дополнительно измеряют сигнал скоростного напора, масштабируют измеренный сигнал скоростного напора, при этом ограничение масштабированного сигнала интегральной компоненты формируют с уровнем в обратно пропорциональной зависимости от масштабированного измеренного сигнала скоростного напора, задают опорный сигнал учета возмущений, формируют сигнал модульной функции сигнала интегральной компоненты, формируют сигнал логического управления отличным от нуля, при превышении сигнала модульной функции над заданным опорным сигналом и при одинаковых по знаку сигналов рассогласования и интегральной компоненты, и равным нулю при сигнале модульной функции меньшей или равной заданному опорному сигналу, формируют логически управляемый сигнал рассогласования равным сигналу рассогласования при сигнале логического управления, равном нулю, сигнал интегральной компоненты формируют интегрированием логически управляемого сигнала рассогласования и формируют выходной сигнал управления ограничением суммированного сигнала.To solve the aforementioned technical problem in a method of generating an integral signal for stabilizing the planning movement of an aircraft, including setting a control signal, measuring signals of the angular position and angular velocity of the aircraft, generating a mismatch signal between a given control signal and a measured signal of angular position, amplifying the mismatch signals and angular velocity, generating signal sum of amplified mismatch signals and angular velocity, signal formation of the integrated component, scaled the signal of the integral component, additionally measure the pressure signal of the pressure head, scale the measured signal of the pressure head, while limiting the scaled signal of the integral component is formed with a level inversely proportional to the scaled measured signal of the pressure head, set the reference signal for recording disturbances, form the signal for the modular function of the signal of the integral components that form a logic control signal other than zero, when the modular function signal is exceeded When the reference signal is set and when the mismatch signals and the integral component are identical in sign, and equal to zero when the modular function signal is less than or equal to the specified reference signal, a logically controlled mismatch signal is formed equal to the mismatch signal when the logic control signal is zero, the integral component signal integrating a logically controlled error signal and form the output control signal limiting the summed signal.
Для решения названной технической задачи в устройство формирования интегрального адаптивного сигнала стабилизации планирующего движения летательного аппарата, содержащее датчик угла, датчик угловой скорости, последовательно соединенные задатчик сигнала управления, элемент сравнения, второй вход которого соединен с выходом датчика угла, суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости, и сумматор, и интегрирующий усилитель, дополнительно введены последовательно соединенные датчик скоростного напора, масштабный усилитель и функциональный нелинейный элемент с управляемым ограничением, второй вход которого соединен с выходом интегрирующего усилителя, а выход - со вторым входом сумматора, последовательно соединенные задатчик опорного сигнала, логический блок сравнения, второй вход которого соединен с выходом элемента сравнения, а третий - с выходом интегрирующего усилителя, и управляемый ключ, сигнальный вход которого соединен с выходом элемента сравнения, а выход - со входом интегрирующего усилителя, формирователь сигнала модульной функции, вход которого соединен с выходом интегрирующего усилителя, а выход - с четвертым входом логического блока сравнения, и ограничитель сигнала, вход которого соединен с выходом сумматора, а выход является выходом устройства.To solve the aforementioned technical problem, a device for generating an integrated adaptive signal for stabilizing the planning movement of an aircraft, comprising an angle sensor, an angular velocity sensor, serially connected control signal adjuster, a comparison element, the second input of which is connected to the output of the angle sensor, the summing amplifier, the second input of which is connected with the output of the angular velocity sensor, both the adder and the integrating amplifier are additionally introduced in series with the speed sensor a pressure head, a large-scale amplifier and a functional nonlinear element with a controlled limitation, the second input of which is connected to the output of the integrating amplifier, and the output is connected to the second input of the adder, the reference signal adjuster is connected in series, a logical comparison unit, the second input of which is connected to the output of the comparison element, and the third - with the output of the integrating amplifier, and a controlled key, the signal input of which is connected to the output of the comparison element, and the output is with the input of the integrating amplifier, the signal shaper can ulnoy function whose input is connected to the output of the integrating amplifier, and an output - to a fourth input of the logical comparison unit and a signal limiter having an input connected to the output of the adder, and the output is an output device.
Предложенные способ формирования адаптивного интегрального сигнала стабилизации планирующего движения ЛА и устройство для его осуществления, как показывает проведенное математическое моделирование, позволяют расширить функциональные возможности управления ЛА, дают возможность обеспечить планирующее движение ЛА в условиях широкого диапазона изменения скорости и высоты полета и действия возмущающих факторов типа ветровых порывов. По существу, сформированы три взаимосвязанных канала, включающие управление медленным планирующим, быстрым маневренным движением ЛА и формирование процесса адаптации - изменение уровня ограничения планирующей интегральной компоненты в функции скоростного напора q.The proposed method for the formation of an adaptive integral signal for stabilizing the planning movement of an aircraft and a device for its implementation, as shown by mathematical modeling, allow expanding the control capabilities of the aircraft, making it possible to provide planning movement of the aircraft in a wide range of changes in flight speed and altitude and the action of disturbing factors such as wind gusts. Essentially, three interconnected channels are formed, including the control of the slow planning, fast maneuvering movement of the aircraft and the formation of the adaptation process - changing the level of restriction of the planning integral component in the function of the pressure head q.
Способ формирования интегрального адаптивного сигнала стабилизации планирующего движения ЛA и устройство для его осуществления могут найти применение в системах управления маневренными ЛА, к которым предъявляются достаточно высокие требования по точности управления в условиях широкого диапазона высот и скоростей полета и действия возмущающих факторов.The method for generating an integral adaptive signal for stabilizing the planning movement of an aircraft and a device for its implementation can be used in control systems for maneuverable aircraft, which have rather high requirements for control accuracy in a wide range of altitudes and flight speeds and the action of disturbing factors.
На фиг.1 представлена блок-схема устройства формирования интегрального адаптивного сигнала стабилизации планирующего движения ЛА, на фиг.2 - блок-схема логического блока сравнения.Figure 1 presents a block diagram of a device for generating an integrated adaptive signal for stabilizing the planning movement of an aircraft; figure 2 is a block diagram of a logical comparison unit.
Устройство формирования интегрального адаптивного сигнала стабилизации планирующего движения ЛА (фиг.1) содержит датчик угла 1 (ДУ), датчик угловой скорости 2 (ДУС), последовательно соединенные задатчик сигнала управления 3 (ЗСУ), элемент сравнения 4 (ЭС), второй вход которого подключен к выходу датчика угла 1, суммирующий усилитель 5 (СУ), второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости 2, и сумматор 6 (С), интегрирующий усилитель 7 (ИУ), последовательно соединенные датчик скоростного напора 8 (ДСН), масштабный усилитель 9 (МУ) и функциональный нелинейный элемент с управляемым ограничением 10 (ФНЭУО), второй вход которого соединен с выходом интегрирующего усилителя, а выход - со вторым входом сумматора, и последовательно соединенные задатчик опорного сигнала 11 (ЗОС), логический блок сравнения 12 (ЛБС), второй вход которого соединен с выходом элемента сравнения 4, а третий - с выходом интегрирующего усилителя 7, и управляемый ключ 13 (УК), сигнальный (второй) вход которого соединен с выходом элемента сравнения 4, а выход - со входом интегрирующего усилителя 7, формирователь сигнала модульной функции 14 (ФСМФ), вход которого соединен с выходом интегрирующего усилителя 7, а выход - с четвертым входом логического блока сравнения 12, и ограничитель сигнала 15 (ОС), вход которого соединен с выходом сумматора 6, а выход является выходом устройства.A device for generating an integrated adaptive signal for stabilizing the planning movement of an aircraft (Fig. 1) contains an angle sensor 1 (DU), an angular velocity sensor 2 (DOS), serially connected control signal adjuster 3 (ZSU), a comparison element 4 (ES), the second input of which connected to the output of the angle sensor 1, the summing amplifier 5 (SU), the second input of which is connected to the output of the angular velocity sensor 2, and the adder 6 (C), the integrating amplifier 7 (IU), the speed sensor 8 (SDS) connected in series, large-scale amplifier 9 (MU) and function a controlled non-linear ionic element 10 (FNEUO), the second input of which is connected to the output of the integrating amplifier, and the output is connected to the second input of the adder, and the reference signal adjuster 11 (AIA) is connected in series, the comparison logic unit 12 (LBS), the second input of which connected to the output of the comparison element 4, and the third to the output of the integrating amplifier 7, and a controlled key 13 (UK), the signal (second) input of which is connected to the output of the comparison element 4, and the output to the input of the integrating amplifier 7, the signal shaper as the modulo function 14 (FSMF) having an input connected to the output of the integrating amplifier 7, and an output - to a fourth input of the logical comparator 12 and the signal limiter 15 (OS) having an input connected to the output of the adder 6, and the output is an output device.
Блок-схема логического блока сравнения 12 (фиг.2) содержит последовательно соединенные первый логический элемент И 16 (1 ЛЭИ), на первый и второй входы которого подаются сигналы Δϑ(t) и σи(t) от блоков 4 и 7 (фиг.1) соответственно, и второй логический блок И 17 (2 ЛЭИ), выход которого соединен с управляемым ключом 13, и релейный элемент с зоной нечувствительности 18 (РЭЗН), первый и второй входы которого соединены с выходом задатчика опорного сигнала 11 и выходом формирователя сигнала модульной функции 14 соответственно.The block diagram of the comparison logic block 12 (FIG. 2) contains the first logical element And 16 (1 LEI) connected in series, to the first and second inputs of which signals Δϑ (t) and σ and (t) from blocks 4 and 7 are supplied (FIG. ... signal modular function 14, respectively.
Устройство формирования интегрального адаптивного сигнала стабилизации планирующего движения ЛА, реализующее предлагаемый способ, работает следующим образом.A device for generating an integrated adaptive signal for stabilizing the planning movement of an aircraft that implements the proposed method works as follows.
Задатчиком сигнала управления 3 формируется (задается) сигнал управления ϑзад(t), основными составными компонентами которого являются:The control signal generator 3 generates (sets) the control signal ϑ ass (t), the main components of which are:
- медленная компонента ϑзад.м(t), соответствующая медленным разворотам ЛА с планирующими углами атаки αпл и углами отклонения рулей δпл;- the slow component ϑ ass.m (t), corresponding to the slow turns of the aircraft with planning angles of attack α PL and the angles of deflection of the rudders δ PL ;
- быстрая компонента ϑзад.б(t), соответствующая маневренным разворотам ЛА.- fast component ϑ ass.b (t), corresponding to maneuverable turns of the aircraft.
Таким образом,In this way,
Закон регулирования (управления и стабилизации) формируется по сигналам управления ϑзад(t), углового положения ЛА ϑ(t) и угловой скорости ЛА ωz(t). Основная базовая компонента сигнала управления σб(t) формируется в суммирующем усилителе 5 в видеThe control law (control and stabilization) is formed by the control signals ϑ ass (t), the angular position of the aircraft ϑ (t) and the angular velocity of the aircraft ω z (t). The main basic component of the control signal σ b (t) is formed in the summing amplifier 5 in the form
где Δϑ(t) - сигнал рассогласования,where Δϑ (t) is the error signal,
формируемый блоком сравнения 4 по сигналам ϑзад(t) от задатчика сигнала управления 3 и ϑ(t) от датчика угла 1;formed by the comparison unit 4 by signals ϑ back (t) from the control signal setter 3 and ϑ (t) from the angle sensor 1;
Kϑ, Кωz - передаточные числа усилителя 5;K ϑ , Kω z - gear ratios of the amplifier 5;
ωz(t) - сигнал угловой скорости ЛА, поступающий от измерителя угловой скорости 2, ωz(t)=
Сигнал, сформированный в соответствии с базовым законом управления (2), дополняется сигналом интегральной компоненты σи(t), который формируется интегрирующим усилителем 7 по сигналу рассогласования (3) до определенного уровня по логике, изложенной далее. Таким образом,The signal generated in accordance with the basic control law (2) is supplemented by the signal of the integral component σ and (t), which is generated by the integrating amplifier 7 by the mismatch signal (3) to a certain level according to the logic described below. In this way,
где Kи - масштабный передаточный коэффициент интегрирующего усилителя 7.where K and is the scaled gear ratio of the integrating amplifier 7.
Сигнал σи(t) ограничивается функциональным нелинейным элементом с управляемым ограничением 10 до уровня A1(q), который соответствует рассчитанному значению отклонения рулей δпл в планирующем режиме и соответствующему значению скоростного напора q=ρ·v2/2, где ρ - плотность воздуха на высоте Н, V - скорость полета ЛА.Signal σ and (t) limited to a functional non-linear element with a controllable restriction 10 to the level A 1 (q), which corresponds to the calculated value of the deflection δ pl in gliding mode and the corresponding value of the dynamic pressure q = ρ · v 2/2 where ρ - air density at a height of H, V is the flight speed of the aircraft.
Для указанного функционального изменения уровня ограничения A1(q) сформирован специальный канал адаптации, включающий в себя датчик скоростного напора 8, масштабный усилитель 9, сигнал на выходе которого λ=Kм·q, где Kм - коэффициент масштабирования, и в целом ограничение A1(q) формируется в видеFor the indicated functional change in the restriction level A 1 (q), a special adaptation channel is formed, including a pressure head sensor 8, a
т.е. в обратно пропорциональной зависимости от q, отвечающей физической необходимости отклонения рулей: при большем q требуется меньшее значение δпл и, соответственно, значение σи(t).those. inversely proportional to q, corresponding to the physical need for steering deviation: for larger q, a smaller value of δ PL and, correspondingly, the value of σ and (t) are required.
Сигнал на выходе задатчика опорного сигнала 11 ограничивается до уровня A2, что соответствует зоне нечувствительности блока 18.The signal at the output of the reference signal setter 11 is limited to level A 2 , which corresponds to the deadband of
Ограниченный сигнал интегральной компоненты σпл(t) поступает на сумматор 6, сигнал на выходе которого равенThe limited signal of the integral component σ PL (t) is fed to the adder 6, the output signal of which is equal to
который ограничивается ограничителем сигнала 15 до уровня А3 и является выходным сигналом устройства σвых(t).which is limited by the signal limiter 15 to the level A 3 and is the output signal of the device σ o (t).
Уровень ограничения, установленный на ограничителе 15, определяет величину сигналов рассматриваемого канала управления, необходимую для отработки их соответствующими рулевыми поверхностями, с учетом отработки этими же рулями сигналов смежных каналов (курса и крена, здесь не рассматриваемых).The restriction level set on the limiter 15 determines the value of the signals of the control channel in question, necessary for working out by their respective steering surfaces, taking into account the processing by the same rudders of the signals of adjacent channels (heading and bank, not considered here).
Введение канала интегральной компоненты - блоков 7, 10, 13 - обеспечивает отработку планирующей, медленной компоненты сигнала управления ϑзад.м(t). Действительно, пусть ϑзад.б=0; ϑзад.м≠0. Тогда в силу того, что закон формирования выходного сигнала представленного устройства является астатическим законом первого порядка, установившееся значение сигнала рассогласования для такого режимаThe introduction of the channel of the integral component — blocks 7, 10, 13 — ensures the development of the planning, slow component of the control signal ϑ ass.m (t). Indeed, let ϑ ass . B = 0; ϑ ass. ≠ 0. Then, due to the fact that the law of formation of the output signal of the presented device is a first-order astatic law, the steady-state value of the error signal for such a regime
Тогда, в соответствии с уравнением (3) установившееся значение ϑуст:Then, in accordance with equation (3), the steady-state value ϑ mouth :
Видно также, что для этого режима ωz уст=
При поступлении на вход прямой цепи устройства (блоки 4, 5, 6, 15) быстрой компоненты сигнала управления ϑзад.б(t) для управления маневром ЛА отработка сигнала будет осуществляться относительно планирующего движения ЛА, что повышает точность отработки управляющих воздействий на ЛА в целом.Upon receipt of the direct component circuit input (blocks 4, 5, 6, 15) of the fast component of the control signal ϑ ass.b (t) to control the aircraft maneuver, the signal will be processed relative to the planning movement of the aircraft, which increases the accuracy of testing control actions on the aircraft in whole.
Логически управляющий канал, включающий в себя блоки 11, 12, 13, 14, обеспечивает режим непосредственного интегрирования сигнала рассогласования интегрирующим усилителем 7 в пределах определенного диапазона A1. Уровень A1=A1(q) сформирован в блоке 10 в соответствии с реальным расчетным значением сигнала стабилизации планирующего движения σпл(1), соответствующим требуемому отклонению рулей. Величина А2 определяет стабилизацию этого режима, А2>A1max, А2≈(1.1-1.3)A1max.The logical control channel, which includes blocks 11, 12, 13, 14, provides a direct integration mode of the error signal with an integrating amplifier 7 within a certain range of A 1 . The level A 1 = A 1 (q) is generated in block 10 in accordance with the actual calculated value of the signal of stabilization of the planning movement σ PL (1) corresponding to the required deviation of the rudders. The value of A 2 determines the stabilization of this regime, A 2 > A 1max , A 2 ≈ (1.1-1.3) A 1max .
В блоке формирования сигнала модульной функции 14 формируетсяIn the signal conditioning unit modular function 14 is formed
Логический блок сравнения 12 (фиг.1), состоящий из блоков 16, 17 и 18 (фиг.2), формирует сигнал логического управления В>0 только при превышении сигнала ϑм над А2, отключая ключом 13 сигнал Δϑ(t) от интегрирующего усилителя, прекращая тем самым дальнейшее его интегрирование:The comparison logic block 12 (Fig. 1), consisting of
Ограничение сигнала интегральной компоненты позволяет уменьшить колебательность в замкнутом контуре регулирования и выбросы (перерегулирование) в переходных процессах в условиях нестационарности ЛА, т.е. при изменении высоты и скорости полета.The limitation of the signal of the integral component allows to reduce the oscillation in the closed loop control and emissions (overshoot) in transients in the conditions of non-stationary aircraft, i.e. when changing altitude and speed.
Таким образом, предложенные способ формирования интегрального адаптивного сигнала стабилизации планирующего движения ЛА и устройство для его осуществления позволяют расширить функциональные возможности управления ЛА и повысить качество управления в условиях нестационарности ЛА и действия возмущающих факторов. Сформированы три взаимосвязанных канала, сочетающие в целом управление медленным планирующим и быстрым маневренным движением ЛА и адаптацию ограничения планирующего сигнала в функции от скоростного напора.Thus, the proposed method for generating an integrated adaptive signal for stabilizing the planning movement of an aircraft and a device for its implementation allow expanding the control capabilities of the aircraft and improving the quality of control under conditions of non-stationary aircraft and the action of disturbing factors. Three interconnected channels have been formed, combining overall control of the slow planning and fast maneuvering aircraft movement and adaptation of the planning signal limitation as a function of the pressure head.
Положительный эффект предложения подтвержден результатами анализа и математического моделирования.The positive effect of the proposal is confirmed by the results of analysis and mathematical modeling.
Все составные операции способа, звенья и блоки устройства управления могут быть выполнены на современных элементах автоматики и вычислительной техники [2], а также программно-алгоритмически в бортовых вычислительных машинах.All the composite operations of the method, links and blocks of the control device can be performed on modern elements of automation and computer technology [2], as well as program-algorithm in on-board computers.
Источники информацииInformation sources
1. Патент РФ №2310899, кл. G05В 1/08, 2007 г.1. RF patent No. 2310899, cl. G05B 1/08, 2007
2. А.У.Ялышев, О.И.Разоренов. Многофункциональные аналоговые регулирующие устройства автоматики. М.: Машиностроение, 1981, с.103.2. A.U. Yalyshev, O. I. Razorenov. Multifunctional analog control devices for automation. M .: Mechanical Engineering, 1981, p. 103.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011107868/08A RU2460113C1 (en) | 2011-03-02 | 2011-03-02 | Method of generating integral adaptive signal for stabilising gliding motion of unmanned aircraft and apparatus for realising said method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011107868/08A RU2460113C1 (en) | 2011-03-02 | 2011-03-02 | Method of generating integral adaptive signal for stabilising gliding motion of unmanned aircraft and apparatus for realising said method |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2460113C1 true RU2460113C1 (en) | 2012-08-27 |
Family
ID=46937919
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011107868/08A RU2460113C1 (en) | 2011-03-02 | 2011-03-02 | Method of generating integral adaptive signal for stabilising gliding motion of unmanned aircraft and apparatus for realising said method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2460113C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2554515C1 (en) * | 2014-03-04 | 2015-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Aircraft adaptive coordinated controller |
| RU2569580C2 (en) * | 2013-11-12 | 2015-11-27 | Государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московской области "Международный университет природы, общества и человека "Дубна", (Университет "Дубна") | Method of formation of adaptive signal of control and stabilisation of angular movement of aircraft, and device for its implementation |
| RU2615028C1 (en) * | 2016-03-17 | 2017-04-03 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method of unmanned aerial vehicles longitudinal angular motion stability signal forming |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2310899C1 (en) * | 2006-05-25 | 2007-11-20 | Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Method for normalization of control and stabilization signal of longitudinal-balancing motion of flight vehicle and device for its realization |
| RU2338235C1 (en) * | 2007-04-27 | 2008-11-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Method for generating of flying aircraft angular motion adaptive control signal |
| RU2394263C1 (en) * | 2009-07-03 | 2010-07-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Adaptive device to generate signal controlling aircraft lengthwise-equalising motion |
| US7894950B2 (en) * | 2008-01-15 | 2011-02-22 | Sysense, Inc. | Methodology for autonomous navigation and control of a tethered drogue |
-
2011
- 2011-03-02 RU RU2011107868/08A patent/RU2460113C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2310899C1 (en) * | 2006-05-25 | 2007-11-20 | Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Method for normalization of control and stabilization signal of longitudinal-balancing motion of flight vehicle and device for its realization |
| RU2338235C1 (en) * | 2007-04-27 | 2008-11-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Method for generating of flying aircraft angular motion adaptive control signal |
| US7894950B2 (en) * | 2008-01-15 | 2011-02-22 | Sysense, Inc. | Methodology for autonomous navigation and control of a tethered drogue |
| RU2394263C1 (en) * | 2009-07-03 | 2010-07-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Adaptive device to generate signal controlling aircraft lengthwise-equalising motion |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2569580C2 (en) * | 2013-11-12 | 2015-11-27 | Государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московской области "Международный университет природы, общества и человека "Дубна", (Университет "Дубна") | Method of formation of adaptive signal of control and stabilisation of angular movement of aircraft, and device for its implementation |
| RU2554515C1 (en) * | 2014-03-04 | 2015-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Aircraft adaptive coordinated controller |
| RU2615028C1 (en) * | 2016-03-17 | 2017-04-03 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method of unmanned aerial vehicles longitudinal angular motion stability signal forming |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN102707624B (en) | Design method of longitudinal controller region based on conventional aircraft model | |
| RU2569580C2 (en) | Method of formation of adaptive signal of control and stabilisation of angular movement of aircraft, and device for its implementation | |
| RU2310899C1 (en) | Method for normalization of control and stabilization signal of longitudinal-balancing motion of flight vehicle and device for its realization | |
| CN102707723A (en) | Conventional aircraft model-based lateral-directional controller area design method | |
| RU2460113C1 (en) | Method of generating integral adaptive signal for stabilising gliding motion of unmanned aircraft and apparatus for realising said method | |
| CN102692928B (en) | Controller region design method based on quaternion model of aircraft | |
| CN102707616B (en) | Aircraft triangle model-based controller area design method | |
| RU2367992C1 (en) | Adaptive device of aircraft coordinated control | |
| RU2394263C1 (en) | Adaptive device to generate signal controlling aircraft lengthwise-equalising motion | |
| CN102707722B (en) | Omni-dimensional controller area designing method based on normal aircraft model | |
| RU2459744C1 (en) | Method of generating integral signal of drone gliding stabilisation and device to this end | |
| CN102707629B (en) | Design method of full-dimensional controller region based on aircraft switching model | |
| CN103197560A (en) | Design method for wide adaptability of aircraft three-dimensional aviating area controller | |
| RU2490686C1 (en) | Method of generating signal to control aircraft angular flight and device to this end | |
| RU2367993C1 (en) | Adaptive device of aircraft coordinated control | |
| RU186492U1 (en) | ANGULAR STABILIZATION SYSTEM | |
| RU2703378C1 (en) | Aircraft automatic control system with reduction of circle height at stabilization stage | |
| RU2647405C1 (en) | Adaptive system with reference model for control of aircraft | |
| RU2589236C1 (en) | Method of generating signal for controlling angular motion of unmanned aircraft in wide spectrum of disturbance actions and control system therefor | |
| Chang et al. | Lateral control for ultra-low altitude airdrop based on the L1 adaptive control augmentation | |
| RU2303805C1 (en) | Control unit of flight vehicle pitch channel | |
| RU2491601C1 (en) | Method of generating digital/analogue adaptive aircraft control signal with variable structure and apparatus for realising said method | |
| Zhang et al. | Comparison of several ESO-based autopilots for flight vehicle | |
| Lungu et al. | Adaptive control of the aircraft pitch angular motion by using the dynamic inversion principle | |
| RU2631736C1 (en) | Method for forming lateral-directional signals of non-stationary unmanned aerial vehicle with adaptive-functional correction and a device for its implementation |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200303 |