RU220061U1 - ANGULAR STABILIZATION SYSTEM - Google Patents
ANGULAR STABILIZATION SYSTEM Download PDFInfo
- Publication number
- RU220061U1 RU220061U1 RU2023104147U RU2023104147U RU220061U1 RU 220061 U1 RU220061 U1 RU 220061U1 RU 2023104147 U RU2023104147 U RU 2023104147U RU 2023104147 U RU2023104147 U RU 2023104147U RU 220061 U1 RU220061 U1 RU 220061U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- adder
- input
- output
- integrator
- angular
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Полезная модель относится к системам управления и стабилизации летательных аппаратов и может быть использована в управляемых ракетах. В систему угловой стабилизации дополнительно введены четыре сумматора, две константы, три интегратора, три инвертирующих усилителя, усилитель и блок умножения. При этом выход измерителя угла горизонта соединен с первым сумматором через первый масштабирующий блок. Выход датчика угловой скорости соединен с первым сумматором через второй масштабирующий блок. Выход первого сумматора соединен с первым входом второго сумматора, второй вход которого соединен с первым интегратором через первый инвертирующий усилитель. Выход второго сумматора соединен с первым входом третьего сумматора, второй вход которого соединен с блоком умножения, первый вход которого соединен с первым интегратором через второй интегратор и второй инвертирующий усилитель. Второй вход блока умножения соединен с выходом четвертого сумматора, первый вход которого соединен с выходом первой константы. Повышается помехоустойчивость системы без существенного снижения быстродействия. 1 ил. The utility model relates to aircraft control and stabilization systems and can be used in guided missiles. Four adders, two constants, three integrators, three inverting amplifiers, an amplifier and a multiplication unit were additionally introduced into the angular stabilization system. The output of the horizon angle meter is connected to the first adder through the first scaling block. The output of the angular rate sensor is connected to the first adder through the second scaling unit. The output of the first adder is connected to the first input of the second adder, the second input of which is connected to the first integrator through the first inverting amplifier. The output of the second adder is connected to the first input of the third adder, the second input of which is connected to the multiplication unit, the first input of which is connected to the first integrator through the second integrator and the second inverting amplifier. The second input of the multiplication block is connected to the output of the fourth adder, the first input of which is connected to the output of the first constant. The noise immunity of the system is increased without a significant decrease in performance. 1 ill.
Description
Полезная модель относится к системам управления и стабилизации летательных аппаратов и может быть использована в управляемых ракетах.The utility model relates to aircraft control and stabilization systems and can be used in guided missiles.
Известна система угловой стабилизации, содержащая: датчик угла, датчик угловой скорости, соединенные с усилительно - преобразовательным устройством, выход которого соединен с системой исполнительных органов. В данной системе управления моменты пропорциональны управляющим сигналам угла вращения и угловой скорости (Разыграев А.П. Основы управления полетом космических аппаратов и кораблей М.: Машиностроение, 1977. - 472 с. (с. 108)).Known system of angular stabilization, containing: an angle sensor, an angular velocity sensor connected to an amplifying - converting device, the output of which is connected to the system of executive bodies. In this control system, the moments are proportional to the control signals of the angle of rotation and angular velocity (Razygraev A.P. Fundamentals of flight control of spacecraft and ships M.: Mashinostroenie, 1977. - 472 p. (p. 108)).
Наиболее близкой к предполагаемой полезной модели является система стабилизации ракеты, включающая по каналу рыскания датчик угловых скоростей и измеритель угла горизонта, рулевой привод, исполнительные органы, сигнал управления с которых через преобразователь и счетно-решающий прибор поступает на рулевой привод и исполнительное устройство. (Дегтярева В.Б., Дубко Ю.В. Системы автоматического управления летательными аппаратами: Учебник. - М.: Машиностроение, 1988. - 176 с. (с. 74)).The closest to the intended utility model is the rocket stabilization system, which includes, through the yaw channel, an angular velocity sensor and a horizon angle meter, a steering gear, actuators, the control signal from which, through a converter and a calculating device, goes to the steering gear and actuator. (Degtyareva V.B., Dubko Yu.V. Automatic control systems for aircraft: Textbook. - M .: Mashinostroenie, 1988. - 176 p. (p. 74)).
В системах угловой стабилизации с ограниченной мощностью рулевых приводов скоростная характеристика имеет нелинейность типа «зона насыщения». В условиях действия высокочастотной помехи система сможет потерять помехоустойчивость. Силы и моменты, действующие на ракету в полете, вызывают изгиб ее продольной оси, который в пространстве и во времени имеет сложный, колебательный характер. Датчик углового положения ракеты замеряет, кроме углового отклонения ракеты как жесткого тела, некоторый дополнительный угол, вызванный изгибом корпуса. Действуя как помеха, в нелинейных звеньях системы стабилизации, дополнительный сигнал за счет упругих колебаний может "забивать" полезные сигналы и приводить к неустойчивости системы угловой стабилизации.In systems of angular stabilization with limited power of steering drives, the speed characteristic has a nonlinearity of the “saturation zone” type. Under conditions of high-frequency interference, the system may lose immunity to interference. The forces and moments acting on the rocket in flight cause the bending of its longitudinal axis, which in space and time has a complex, oscillatory character. The rocket angular position sensor measures, in addition to the angular deviation of the rocket as a rigid body, some additional angle caused by the body bending. Acting as an interference in the non-linear links of the stabilization system, an additional signal due to elastic vibrations can "clog" useful signals and lead to instability of the angular stabilization system.
С целью обеспечения устойчивости системы стабилизации на частотах упругих колебаний корпуса ракеты в ее состав вводят специальный заграждающий фильтр для амплитудного подавления на этих частотах. Сигналы управления в каналах стабилизации углов фильтруются режекторным фильтром, который настраивается на частоту первого тона упругих колебаний. Заграждающий фильтр, предназначен для подавления одной определенной частоты, является узкополосным, с малой полосой задержания. Частоты собственных колебаний корпуса ракеты с течением времени полета возрастают. Что может привести к несовпадению частоты первого тона упругих колебаний и частоты настройки режекторного фильтра. Частота упругих колебаний корпуса не будет попадать в диапазон между нижней и верхней границей полосы подавления фильтра.In order to ensure the stability of the stabilization system at the frequencies of elastic vibrations of the rocket body, a special trap filter is introduced into its composition for amplitude suppression at these frequencies. The control signals in the angle stabilization channels are filtered by a notch filter, which is tuned to the frequency of the first tone of elastic vibrations. The notch filter, designed to suppress one specific frequency, is narrow-band, with a small stopband. The natural frequencies of the rocket body increase with the passage of time. This can lead to a discrepancy between the frequency of the first tone of elastic oscillations and the tuning frequency of the notch filter. The frequency of elastic oscillations of the housing will not fall into the range between the lower and upper limits of the filter suppression band.
В этом случае упругие колебания корпуса ракеты увеличивают амплитуду колебаний, что существенно сказываются на работе системы угловой стабилизации и может привести к потере устойчивости. Таким образом, действуя как помеха, в нелинейных звеньях системы угловой стабилизации, дополнительный сигнал за счет упругих колебаний может приводить к потере помехозащищенности системы угловой стабилизации.In this case, the elastic oscillations of the rocket body increase the oscillation amplitude, which significantly affects the operation of the angular stabilization system and can lead to loss of stability. Thus, acting as an interference in the nonlinear links of the angular stabilization system, an additional signal due to elastic vibrations can lead to a loss of noise immunity of the angular stabilization system.
Недостаток прототипа состоит в низкой помехоустойчивости.The disadvantage of the prototype is the low noise immunity.
Задачей предлагаемой полезной модели является повышение помехоустойчивости системы без существенного снижения быстродействия.The objective of the proposed utility model is to increase the noise immunity of the system without a significant reduction in performance.
Сущность полезной модели заключается в том, что в известную систему угловой стабилизации, содержащей по каналу рыскания измеритель угла гирогоризонта, датчик угловых скоростей, рулевой привод, исполнительные органы, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены четыре сумматора, две константы, три интегратора, три инвертирующих усилителя, усилитель и блок умножения, при этом выход измерителя угла гирогоризонта соединен с первым сумматором через первый масштабирующий блок, выход датчика угловой скорости соединен с первым сумматором через второй масштабирующий блок, выход первого сумматора соединен с первым входом второго сумматора, второй вход которого соединен с первым интегратором через первый инвертирующий усилитель, выход второго сумматора соединен с первым входом третьего сумматора, второй вход которого соединен с блоком умножения, первый вход которого соединен с первым интегратором через второй интегратор и второй инвертирующий усилитель, второй вход блока умножения соединен с выходом четвертого сумматора, первый вход которого соединен с выходом первой константы, второй вход четвертого сумматора соединен с выходом второй константы через третий интегратор, выход третьего сумматора соединен с входом третьего инвертирующего усилителя, выход которого соединен с входом первого интегратора, выход которого соединен с первым входом пятого сумматора, второй вход которого соединен с выходом первого сумматора через усилитель, выход пятого сумматора соединен с рулевым приводом, который соединен с исполнительными органами.The essence of the utility model lies in the fact that the well-known system of angular stabilization, containing through the yaw channel a gyrohorizon angle meter, an angular velocity sensor, a steering drive, executive bodies, is characterized in that four adders, two constants, three integrators, three inverting amplifier, amplifier and multiplication unit, wherein the output of the gyrohorizon angle meter is connected to the first adder through the first scaling unit, the output of the angular velocity sensor is connected to the first adder through the second scaling unit, the output of the first adder is connected to the first input of the second adder, the second input of which is connected with the first integrator through the first inverting amplifier, the output of the second adder is connected to the first input of the third adder, the second input of which is connected to the multiplication unit, the first input of which is connected to the first integrator through the second integrator and the second inverting amplifier, the second input of the multiplication unit is connected to the output of the fourth adder , the first input of which is connected to the output of the first constant, the second input of the fourth adder is connected to the output of the second constant through the third integrator, the output of the third adder is connected to the input of the third inverting amplifier, the output of which is connected to the input of the first integrator, the output of which is connected to the first input of the fifth adder, the second input of which is connected to the output of the first adder through an amplifier, the output of the fifth adder is connected to the steering gear, which is connected to the executive bodies.
Функциональная схема системы угловой стабилизации представлена на фиг.: 1 - измеритель угла гирогоризонта, 2 - датчик угловой скорости, 3 - первый масштабирующий блок, 4 - второй масштабирующий блок, 5 - первый сумматор, 6 - второй сумматор, 7 - первый инвертирующий усилитель, 8 - первый интегратор, 9 - третий сумматор, 10 - второй интегратор, 11 - второй инвертирующий усилитель, 12 - блок умножения, 13 - четвертый сумматор, 14 - первая константа, 15 - вторая константа, 16 - третий интегратор, 17 - третий инвертирующий усилитель, 18 - пятый сумматор, 19 - усилитель, 20 - рулевой привод, 21 - исполнительные органы, при этом выход измерителя угла гирогоризонта 1 соединен с первым сумматором 5 через первый масштабирующий блок 3, выход датчика угловой скорости 2 соединен с первым сумматором 5 через второй масштабирующий блок 4, выход первого сумматора 5 соединен с первым входом второго сумматора 6, второй вход которого соединен с первым интегратором 8 через первый инвертирующий усилитель 7, выход второго сумматора 6 соединен с первым входом третьего сумматора 9, второй вход которого соединен с блоком умножения 12, первый вход которого соединен с первым интегратором 8 через второй интегратор 10 и второй инвертирующий усилитель 11, второй вход блока умножения 12 соединен с выходом четвертого сумматора 13, первый вход которого соединен с выходом первой константы 14, второй вход четвертого сумматора 13 соединен с выходом второй константы 15 через третий интегратор 16, выход третьего сумматора 9 соединен с входом третьего инвертирующего усилителя 17, выход которого соединен с входом первого интегратора 8, выход которого соединен с первым входом пятого сумматора 18, второй вход которого соединен с выходом первого сумматора 5 через усилитель 19, выход пятого сумматора 18 соединен с рулевым приводом 20, который соединен с исполнительными органами 21.The functional diagram of the angular stabilization system is shown in Fig.: 1 - gyrohorizon angle meter, 2 - angular velocity sensor, 3 - first scaling unit, 4 - second scaling unit, 5 - first adder, 6 - second adder, 7 - first inverting amplifier, 8 - first integrator, 9 - third adder, 10 - second integrator, 11 - second inverting amplifier, 12 - multiplication unit, 13 - fourth adder, 14 - first constant, 15 - second constant, 16 - third integrator, 17 - third inverting amplifier, 18 - fifth adder, 19 - amplifier, 20 - steering gear, 21 - executive bodies, while the output of the
Система угловой стабилизации работает следующим образом:The corner stabilization system works as follows:
С измерителя угла гирогоризонта 1 считываются текущие угловые параметры ракеты, которые поступают на вход первого масштабирующего блока 3, на выходе которого сигнал пропорционален Kψ, ψ.From the
С датчика угловых скоростей 2 считываются текущие угловые параметры движения ракеты ψ, которые поступают на вход второго масштабирующего блока 4, на выходе которого . Информация с выходов масштабирующих блоков 3 и 4 поступает на вход первого сумматора 5. На выходе первого сумматора 5 формируется сигнал управление .From the
Сигнал с первого сумматора 5 поступает на первый вход второго сумматора 6, на второй вход которого поступает сигнал с первого интегратора8 через первый инвертирующий усилитель 7.The signal from the
Сигнал с второго сумматора 6 поступает на первый интегратор 8 через третий инвертирующий усилитель 17, с которого сигнал проходит через первую обратную отрицательную связь, состоящая из второго интегратора 10, второго инвертирующего усилителя 11 и блока умножения 12, в котором изменяются параметры фильтра, за счет первой константы 14, второй константы 15, третьего интегратора 16 и четвертого сумматора 13, и имеет вид, где индекс-номер блока:The signal from the
Сигнал, пройдя через первую обратную отрицательную связь, поступает на вторую обратную отрицательную связь, состоящую из первого инвертирующего усилителя, и имеет вид, где индекс-номер блока:The signal, passing through the first negative feedback, enters the second negative feedback, consisting of the first inverting amplifier, and has the form, where the index is the block number:
Сигнал, пройдя через вторую обратную отрицательную связь, поступает на первый вход пятого сумматора 18, на второй вход которого поступает сигнал с первого сумматора 5 через усилитель 19, равный, и имеет вид, где индекс-номер блока:The signal, having passed through the second negative feedback, is fed to the first input of the
где W1 -передаточная функция сигнала блока 8 после первой обратной отрицательной связи, S-комплексная переменная преобразования Лапласа, K7 - сигнал с блока 7, K11 - сигнал с блока 11, K12 - сигнал с блока 12, K17 - сигнал с блока 17, что определяет передаточную функцию режекторного фильтра. С увеличением частоты изменяется частота настройки режекторного фильтра, за счет изменения параметров фильтра с помощью блока умножения 12, на второй вход которого подается линейно возрастающий сигнал с третьего интегратора 16.where W 1 is the transfer function of the
Сигнал с фильтра поступает на рулевой привод 20, с рулевого привода на исполнительные органы 21, которые, отклоняясь, создают управляющую силу и момент, выполняя задачу стабилизации углового положения ракеты. При этом управление осуществляется по измеренному датчику угла значению без влияния упругих колебаний корпуса первого тона, диапазон колебаний которого наиболее близок к диапазону частот угловых колебаний ракеты.The signal from the filter goes to the
Таким образом, положительный эффект предполагаемой полезной модели достигается за счет того, что изменяется частота настройки режекторного фильтра, что повышает помехоустойчивость при увеличении частоты собственных колебаний корпуса ракеты с течением времени полета.Thus, the positive effect of the proposed utility model is achieved due to the fact that the tuning frequency of the notch filter changes, which increases the noise immunity with an increase in the natural frequency of the rocket body over time.
Claims (1)
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU220061U1 true RU220061U1 (en) | 2023-08-23 |
Family
ID=
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU13436U1 (en) * | 1999-11-22 | 2000-04-10 | Государственное унитарное предприятие Центральный научно-исследовательский институт "Гранит" | UNMANNED AIRCRAFT MOVEMENT CONTROL SYSTEM |
RU2207613C1 (en) * | 2002-03-15 | 2003-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт "Гранит" | Airborne equipment of control systems of drone |
RU76473U1 (en) * | 2008-03-31 | 2008-09-20 | Серпуховской военный институт ракетных войск (СВИ РВ) | ANGULAR STABILIZATION SYSTEM |
RU106971U1 (en) * | 2011-02-18 | 2011-07-27 | Общество с ограниченной ответственностью "Скай Роботс" | AUTOMOTIVE CONTROL SYSTEM FOR UNMANNED AIRCRAFT |
RU169818U1 (en) * | 2015-04-27 | 2017-04-03 | МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЁННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого | ANGULAR STABILIZATION SYSTEM |
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU13436U1 (en) * | 1999-11-22 | 2000-04-10 | Государственное унитарное предприятие Центральный научно-исследовательский институт "Гранит" | UNMANNED AIRCRAFT MOVEMENT CONTROL SYSTEM |
RU2207613C1 (en) * | 2002-03-15 | 2003-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт "Гранит" | Airborne equipment of control systems of drone |
RU76473U1 (en) * | 2008-03-31 | 2008-09-20 | Серпуховской военный институт ракетных войск (СВИ РВ) | ANGULAR STABILIZATION SYSTEM |
RU106971U1 (en) * | 2011-02-18 | 2011-07-27 | Общество с ограниченной ответственностью "Скай Роботс" | AUTOMOTIVE CONTROL SYSTEM FOR UNMANNED AIRCRAFT |
RU169818U1 (en) * | 2015-04-27 | 2017-04-03 | МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЁННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого | ANGULAR STABILIZATION SYSTEM |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11704983B2 (en) | Minimizing unwanted responses in haptic systems | |
RU220061U1 (en) | ANGULAR STABILIZATION SYSTEM | |
GB2044984A (en) | Feedback system for controlling lock-in in spring suspended ring laser gyroscope | |
US3428791A (en) | Non-injection self-adaptive controller | |
RU194542U1 (en) | ANGULAR STABILIZATION SYSTEM | |
RU2630462C1 (en) | Method of proportional control of rocket air-dynamic control actuator and device for its implementation | |
CN108254147B (en) | Frequency-division amplitude modulation system for feedback signal of vibrating table | |
CN108233922B (en) | Frequency-division phase-shifting system for feedback signal of vibrating table | |
RU2647405C1 (en) | Adaptive system with reference model for control of aircraft | |
RU208194U1 (en) | CORNER STABILIZATION SYSTEM | |
SU858010A1 (en) | Controllable harmonic signal generator | |
US3547138A (en) | Fluidic high to low frequency converter circuit | |
US3049189A (en) | Mechanical filter | |
RU186218U1 (en) | LATERAL STABILIZATION SYSTEM | |
US20030195643A1 (en) | Method and apparatus for acceleration limiting a position command for motion control | |
RU2206861C2 (en) | Method for control of missile control actuator electro-pneumatic drive and device for its realization | |
CN210321756U (en) | High signal-to-noise ratio MEMS resonant gyroscope signal processing system | |
SU307394A1 (en) | COMPUTATIONAL DEVICE FOR AUTOMATIC CONTROL SYSTEMS | |
SU798707A1 (en) | Pi-controller | |
RU2236669C1 (en) | Self-excited actuator of guided missile rotating in roll | |
SU851421A1 (en) | Tangential converter | |
RU2184926C2 (en) | Self-oscillating control actuator of spin-stabilized guided missile | |
SU1183418A1 (en) | Device for controlling ship turbine unit with variable-pitch propeller | |
SU702345A1 (en) | Relay control system | |
RU2631736C1 (en) | Method for forming lateral-directional signals of non-stationary unmanned aerial vehicle with adaptive-functional correction and a device for its implementation |