RU2013150161A - Способ формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации углового движения летательного аппарата и устройство для его осуществления - Google Patents

Abstract

1. Способ формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации углового движения летательного аппарата, включающий задание сигнала управления, измерение сигналов углового положения и угловой скорости, формирование сигнала рассогласования между заданным сигналом управления и измеренным сигналом углового положения, формирование сигнала интегральной компоненты интегрированием логически управляемого сигнала рассогласования, измерение сигнала скоростного напора, задание опорного сигнала, формирование сигнала модульной функции от сигнала интегральной компоненты, формирование сигнала логического управления отличным от нуля при превышении сигнала модульной функции над заданным опорным сигналом и при одинаковых знаках сигнала рассогласования и сигнала интегральной компоненты и равным нулю при сигнале модульной функции, меньшем или равном заданному опорному сигналу, формирование логически управляемого сигнала рассогласования равным сигналу рассогласования при сигнале логического управления равном нулю, а также формирование выходного сигнала управления ограничением суммарного сигнала, отличающийся тем, что формируют сигнал адаптации посредством масштабирования сигнала скоростного напора, ограничивают масштабированный сигнал скоростного напора по закону,где K- коэффициент масштабирования,,здесь K- коэффициент пропорциональности, m- производная аэродинамического коэффициента эффективности по отклонению рулей, s - площадь крыла летательного аппарата, l - его длина, I - осевой момент инерции летательного аппарата, формируют передаточные числа по сигналам рассогласования, угловой скорости и

Claims (2)

1. Способ формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации углового движения летательного аппарата, включающий задание сигнала управления, измерение сигналов углового положения и угловой скорости, формирование сигнала рассогласования между заданным сигналом управления и измеренным сигналом углового положения, формирование сигнала интегральной компоненты интегрированием логически управляемого сигнала рассогласования, измерение сигнала скоростного напора, задание опорного сигнала, формирование сигнала модульной функции от сигнала интегральной компоненты, формирование сигнала логического управления отличным от нуля при превышении сигнала модульной функции над заданным опорным сигналом и при одинаковых знаках сигнала рассогласования и сигнала интегральной компоненты и равным нулю при сигнале модульной функции, меньшем или равном заданному опорному сигналу, формирование логически управляемого сигнала рассогласования равным сигналу рассогласования при сигнале логического управления равном нулю, а также формирование выходного сигнала управления ограничением суммарного сигнала, отличающийся тем, что формируют сигнал адаптации посредством масштабирования сигнала скоростного напора, ограничивают масштабированный сигнал скоростного напора по закону

$$\tilde{\lambda }=\{\begin{array}{l}{K}_M{q}_{min}приq<q_{min},\\ K_{M}qприq_{min}\le q\le q_{max}\\ K_M{q}_{max}приq>q,\end{array}$$

,

где K_м - коэффициент масштабирования,

$$K_M=K_{пр}\cdot m^{\delta }\frac{sl}{I}$$

,

здесь K_пр - коэффициент пропорциональности, m^δ - производная аэродинамического коэффициента эффективности по отклонению рулей, s - площадь крыла летательного аппарата, l - его длина, I - осевой момент инерции летательного аппарата, формируют передаточные числа по сигналам рассогласования, угловой скорости и интегральной компоненты обратно пропорциональными величине сигнала адаптации по законам

$$k_1=\frac{K_{\vartheta }}{\tilde{\lambda }}$$

, $$k_2=\frac{K_{\omega Z}}{\tilde{\lambda }}$$

, $$k_3=\frac{K_{\int }}{\tilde{\lambda }}$$

,

при этом константы K_пр, K_ϑ, K_ωZ, K_∫ определяются по условиям устойчивости и качества переходных процессов, а суммарный сигнал σ_Σ формируют суммированием сигнала рассогласования Δϑ, умноженного на передаточное число по сигналу рассогласования k₁, сигнала угловой скорости ω_z, умноженного на передаточное число по сигналу угловой скорости k₂, и сигнала интегральной компоненты σ_u, умноженного на передаточное число по сигналу интегральной компоненты k₃:

σ_Σ=k₁·Δϑ+k₂·ω_z+k₃·σ_u.

2. Устройство формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации углового движения летательного аппарата, содержащее измеритель углового положения, измеритель угловой скорости и интегрирующий усилитель, последовательно соединенные задатчик сигнала управления и элемент сравнения, второй вход которого соединен с выходом измерителя углового положения, последовательно соединенные сумматор и ограничитель сигнала, выход которого является выходом устройства, датчик скоростного напора, последовательно соединенные задатчик опорного сигнала, логический блок сравнения, второй вход которого соединен с выходом элемента сравнения, а третий вход - с выходом интегрирующего усилителя, и ключ, сигнальный вход которого соединен с выходом элемента сравнения, а выход - с входом интегрирующего усилителя, и формирователь сигнала модульной функции, вход которого соединен с выходом интегрирующего усилителя, а выход - с четвертым входом логического блока сравнения, отличающееся тем, что оно содержит функциональный ограничитель сигнала скоростного напора, первый, второй и третий блоки деления, и первый, второй и третий блоки умножения, при этом функциональный ограничитель сигнала скоростного напора подключен между выходом датчика скоростного напора и входами первого, второго и третьего блоков деления, первые входы первого, второго и третьего блоков умножения соединены с выходами первого, второго и третьего блоков деления соответственно, вторые входы первого, второго и третьего блоков умножения подключены к выходам элемента сравнения, измерителя угловой скорости и интегрирующего усилителя соответственно, а выходы первого, второго и третьего блоков умножения - к первому, второму и третьему входам сумматора.