RU2272747C2 - Adaptive bank angle auto-pilot - Google Patents
Adaptive bank angle auto-pilot Download PDFInfo
- Publication number
- RU2272747C2 RU2272747C2 RU2004117707/11A RU2004117707A RU2272747C2 RU 2272747 C2 RU2272747 C2 RU 2272747C2 RU 2004117707/11 A RU2004117707/11 A RU 2004117707/11A RU 2004117707 A RU2004117707 A RU 2004117707A RU 2272747 C2 RU2272747 C2 RU 2272747C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- output
- input
- difference
- difference unit
- aircraft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационного приборостроения, в частности к автопилотам угла крена летательного аппарата.The invention relates to the field of aviation instrumentation, in particular to autopilots of the roll angle of the aircraft.
Известны автопилоты, обеспечивающие отработку заданного угла крена, описания которых приведены в книге В.А.Боднера "Системы управления летательными аппаратами". - М.: Машиностроение, 1973 г. с.116, в книге А.А.Красовского "Системы автоматического управления полетом и их аналитическое конструирование". - М.: Наука, 1973 г., с.184, в книге И.А.Михалева и др. "Системы автоматического управления самолетом". - М.: Машиностроение, 1987 г., с.210.There are known autopilots that work out a given angle of heel, descriptions of which are given in the book by V. A. Bodner "Control systems for aircraft." - M.: Mechanical Engineering, 1973 p.116, in the book by A. A. Krasovsky, "Automatic flight control systems and their analytical design." - M .: Nauka, 1973, p.184, in the book of I.A. Mikhalev and others. "Automatic control systems for the aircraft." - M.: Mechanical Engineering, 1987, p. 210.
Известен автопилот угла крена, реализующий статический закон управления с жесткой обратной связью, содержащий последовательно соединенные задатчик угла крена, первый блок разности, усилитель, второй блок разности и летательный аппарат, датчик угловой скорости крена летательного аппарата последовательно соединен с корректирующей обратной связью, выход которой подключен ко второму входу второго блока разности, датчик угла крена летательного аппарата имеет выход, подключенный ко второму входу первого блока разности [В.А.Боднер "Системы управления летательными аппаратами". - М.: Машиностроение, 1973 г. с.116, рис.3.21]. Недостатком этого автопилота является наличие статической ошибки управления от возмущающего воздействия и зависимость динамической точности управления углом крена от изменения параметров летательного аппарата при изменении режимов полета и внешних условий.Known autopilot roll angle, implementing the static control law with rigid feedback, containing serially connected roll angle adjuster, a first difference unit, an amplifier, a second difference unit and an aircraft, the angular velocity sensor of the aircraft roll is connected in series with the corrective feedback, the output of which is connected to the second input of the second difference block, the roll angle sensor of the aircraft has an output connected to the second input of the first difference block [V.A. Bodner "Systems aircraft control. " - M .: Mechanical Engineering, 1973 p. 116, Fig. 3.21]. The disadvantage of this autopilot is the presence of a static control error from a disturbing effect and the dependence of the dynamic accuracy of the roll angle control on changes in aircraft parameters when changing flight modes and external conditions.
Известен автопилот угла крена, реализующий астатический закон управления с изодромной обратной связью, содержащий последовательно соединенные задатчик угла крена, первый блок разности, усилитель, второй блок разности, изодром и летательный аппарат, датчик угловой скорости крена летательного аппарата последовательно соединен с корректирующей обратной связью, выход которой подключен ко второму входу второго блока разности, датчик угла крена летательного аппарата имеет выход, подключенный ко второму входу первого блока разности [А.А.Красовский "Системы автоматического управления полетом и их аналитическое конструирование". - М.: Наука, 1973 г., с.184, рис.5.5]. Недостатком этого автопилота является зависимость динамической точности управления углом крена от изменения параметров летательного аппарата при изменении режимов полета и внешних условий.Known autopilot roll angle, implementing the astatic law of control with isodromic feedback, containing a series-connected roll angle adjuster, a first difference unit, an amplifier, a second difference unit, an isodrome and an aircraft, the angular velocity sensor of the aircraft roll is connected in series with the corrective feedback, output which is connected to the second input of the second difference block, the roll angle sensor of the aircraft has an output connected to the second input of the first difference block [A.A. Kr Sovski "automatic flight control systems and their analytical design." - M .: Nauka, 1973, p.184, Fig.5.5]. The disadvantage of this autopilot is the dependence of the dynamic accuracy of the roll angle control on changes in aircraft parameters when changing flight modes and external conditions.
В качестве прототипа принимается автопилот угла крена, реализующий астатический закон управления со скоростной обратной связью, описанный в книге В.А.Боднера "Системы управления летательными аппаратами". - М.: Машиностроение, 1973 г. на с.116 рис.3.22, содержащий последовательно соединенные задатчик угла крена, первый блок разности, первый усилитель, второй блок разности, при этом сервопривод имеет выход для формирования сигнала отклонения элеронов летательного аппарата, датчик угловой скорости крена летательного аппарата последовательно соединен с корректирующей обратной связью, выход которой подключен ко второму входу второго блока разности, датчик угла крена летательного аппарата имеет выход, подключенный ко второму входу первого блока разности.As a prototype, the roll angle autopilot is adopted, which implements the astatic control law with high-speed feedback, described in the book by V. A. Bodner "Aircraft Control Systems." - M .: Mechanical engineering, 1973, on page 116 of Fig. 3.22, containing a roll angle adjuster, a first difference block, a first amplifier, a second difference block, the servo drive having an output for generating an aircraft aileron deflection signal, an angular sensor the roll speed of the aircraft is connected in series with corrective feedback, the output of which is connected to the second input of the second difference unit, the roll angle sensor of the aircraft has an output connected to the second input of the first block of Nost.
Этот автопилот исключает наличие статической ошибки управления от возмущающего воздействия, но не позволяет обеспечить требуемую динамическую точность управления углом крена при изменении режимов полета и внешних условий.This autopilot eliminates the presence of a static control error from disturbance, but does not provide the required dynamic accuracy of the roll angle control when changing flight modes and external conditions.
Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является обеспечение требуемой динамической точности управления углом крена в широком диапазоне изменения параметров летательного аппарата за счет введения в структуру автопилота комбинированного контура самонастройки.The task to which the invention is directed is to provide the required dynamic accuracy of the roll angle control over a wide range of changes in aircraft parameters by introducing a combined self-tuning loop into the autopilot structure.
Поставленная задача достигается тем, что в автопилот для контролирования угла крена летательного аппарата, содержащий последовательно соединенные задатчик угла крена, первый блок разности, первый усилитель и второй блок разности, при этом сервопривод имеет выход для формирования сигнала отклонения элеронов летательного аппарата, датчик угловой скорости крена летательного аппарата последовательно соединен с корректирующей обратной связью, выход которой подключен ко второму входу второго блока разности, датчик угла крена летательного аппарата имеет выход, подключенный ко второму входу первого блока разности, в отличие от прототипа дополнительно введены последовательно соединенные эталонная модель, к входу которой подключен выход второго блока разности, третий блок разности, ко второму входу которого подключен выход датчика угловой скорости, дифференциатор, второй усилитель, блок суммирования, к первому входу которого подключен выход второго блока разности, и первый блок умножения, ко второму входу которого подключен выход интегратора, причем ко входу интегратора подключен выход второго блока умножения, к первому и второму входам которого подключены соответственно выход второго блока разности и выход дифференциатора.This object is achieved in that in an autopilot for controlling the roll angle of the aircraft, comprising a roll angle adjuster, a first difference unit, a first amplifier and a second difference unit, the servo drive having an output for generating an aileron deflection signal of the aircraft, a roll angular velocity sensor the aircraft is connected in series with the corrective feedback, the output of which is connected to the second input of the second difference block, the roll angle sensor the apparatus has an output connected to the second input of the first difference block, in contrast to the prototype, a series-connected reference model is additionally introduced, to the input of which the output of the second difference block is connected, the third difference block, to the second input of which the output of the angular velocity sensor, differentiator, second an amplifier, a summing unit, to the first input of which the output of the second difference unit is connected, and a first multiplication unit, to the second input of which an integrator output is connected, and to an integrator input the output of the second multiplication block is connected, to the first and second inputs of which the output of the second difference block and the output of the differentiator are connected, respectively.
Существо изобретения поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.
На фиг.1 представлена структурная схема заявляемого автопилота.Figure 1 presents the structural diagram of the inventive autopilot.
На фиг.2 представлены результаты моделирования переходных процессов: 2а - график переходного процесса в автопилоте-прототипе при номинальных параметрах летательного аппарата, 2б - график переходного процесса в заявляемом автопилоте при отклонении параметров летательного аппарата, 2в и 2г - графики переходного процесса в автопилоте-прототипе при отклонении параметров летательного аппарата.Figure 2 presents the results of the simulation of transients: 2a is a graph of the transient in the autopilot prototype with nominal parameters of the aircraft, 2b is a graph of the transient in the inventive autopilot with deviation of the parameters of the aircraft, 2c and 2d are graphs of the transient in the autopilot of the prototype with deviation of the parameters of the aircraft.
Адаптивный автопилот для контролирования угла крена летательного аппарата, содержащий последовательно соединенные задатчик угла крена 1, первый блок разности 2, первый усилитель 3 и второй блок разности 4, при этом сервопривод 5 имеет выход для формирования сигнала отклонения элеронов летательного аппарата 6, датчик угловой скорости крена 7 летательного аппарата 6 последовательно соединен с корректирующей обратной связью 8, выход которой подключен ко второму входу второго блока разности 4, датчик угла крена 9 летательного аппарата 6 имеет выход, подключенный ко второму входу первого блока разности 2, последовательно соединенные эталонная модель 10, к входу которой подключен выход второго блока разности 4, третий блок разности 11, ко второму входу которого подключен выход датчика угловой скорости 7, дифференциатор 12, второй усилитель 13, блок суммирования 14, к первому входу которого подключен выход второго блока разности 4, и первый блок умножения 15, ко второму входу которого подключен выход интегратора 16, причем ко входу интегратора 16 подключен выход второго блока умножения 17, к первому и второму входам которого подключены соответственно выход второго блока разности 4 и выход дифференциатора 12.An adaptive autopilot for controlling the roll angle of the aircraft, comprising serially connected roll angle adjuster 1, a first difference unit 2, a first amplifier 3 and a second difference unit 4, while the servo drive 5 has an output for generating an aileron deflection signal of the aircraft 6, a roll angular velocity sensor 7 of the aircraft 6 is connected in series with the corrective feedback 8, the output of which is connected to the second input of the second difference unit 4, the angle sensor 9 of the aircraft 6 has a stroke connected to the second input of the first difference block 2, a reference model 10 connected in series, to the input of which the output of the second difference block 4 is connected, a third difference block 11, to the second input of which the output of the angular velocity sensor 7, differentiator 12, second amplifier 13, summing unit 14, to the first input of which the output of the second difference block 4 is connected, and the first multiplication block 15, to the second input of which the output of the integrator 16 is connected, and the output of the second multiplication block 17 is connected to the input of the integrator 16, to the first and second inputs of which are connected respectively the output of the second block of difference 4 and the output of the differentiator 12.
Адаптивный автопилот угла крена работает следующим образом.Adaptive autopilot roll angle works as follows.
Сигнал заданного угла крена γЗ с выхода задатчика угла крена 1 поступает на первый вход первого блока разности 2, на второй вход которого поступает сигнал текущего угла крена γ с выхода датчика угла крена 9 летательного аппарата 6. На выходе первого блока разности 2 формируется сигнал разности Δγ=γЗ-γ, поступающий на вход первого усилителя 3 с коэффициентом передачи kγ. С входа первого усилителя сигнал kγ·Δγ поступает на первый вход второго блока разности 4. На второй вход второго блока разности 4 поступает сигнал с выхода корректирующей обратной связи 8, имеющей передаточную функцию 
С выхода второго блока разности 4 сигнал g поступает на вход эталонной модели 10. С выхода эталонной модели 10 сигнал поступает на первый вход третьего блока разности 11, на второй вход которого поступает сигнал с выхода датчика угловой скорости 7. Сигнал разности ε с выхода третьего блока разности 11 поступает на вход дифференциатора 12. Далее сигнал 
На первый вход второго блока умножения 17 поступает сигнал g с выхода второго блока разности 4. Сформированный на выходе второго блока умножения 17 сигнал произведения 
С выхода первого блока умножения 15 сигнал поступает на вход сервопривода 5, на выходе которого формируется сигнал отклонения элеронов δЭ летательного аппарата 6.From the output of the first block of multiplication 15, the signal is fed to the input of the servo drive 5, at the output of which a signal for the deviation of the ailerons δ E of the aircraft 6 is formed.
Компенсация динамической погрешности, вызванной изменением параметров летательного аппарата, в приведенной системе достигается за счет введения в ее структуру комбинированного контура самонастройки с эталонной моделью.Compensation of the dynamic error caused by a change in the parameters of the aircraft in the given system is achieved by introducing into its structure a combined self-tuning loop with a reference model.
Приведем синтез комбинированного контура самонастройки.Here is a synthesis of the combined circuit of self-tuning.
Уравнение, описывающее динамические свойства объекта управления, то есть летательного аппарата, представляется в следующем виде:The equation describing the dynamic properties of the control object, that is, the aircraft, is presented in the following form:
где γ - сигнал текущего угла крена летательного аппарата, поступающий с выхода датчика угла 9;where γ is the signal of the current roll angle of the aircraft, coming from the output of the angle sensor 9;
δЭ - сигнал отклонения элеронов летательного аппарата, поступающий с выхода сервопривода 5;δ e - the deviation signal of the ailerons of the aircraft, coming from the output of the servo 5;
a(t), k(t) - параметры летательного аппарата 6, изменяющиеся во времени при изменении режима полета и внешних условий.a (t), k (t) - parameters of the aircraft 6, changing in time with changing flight mode and external conditions.
Для синтеза комбинированного контура самонастройки выбираем часть системы, которая описывается уравнениемTo synthesize a combined self-tuning loop, we select the part of the system that is described by the equation
где
kCx - сигнал на входе сервопривода 5;k C x - signal at the input of servo 5;
kC - перестраиваемый коэффициент усиления.k C - tunable gain.
Модель выбирается из условия обеспечения заданного качества переходного процесса и представляет собой динамическое звено вида:The model is selected from the condition of ensuring the given quality of the transition process and is a dynamic link of the form:
где kМ, b - параметры эталонной модели 10;where k M , b are the parameters of the
В соответствии с (2) и (3) составляется уравнение ошибки:In accordance with (2) and (3), the error equation is compiled:
где ε - сигнал ошибки, формируемый на выходе третьего блока разности 11;where ε is the error signal generated at the output of the third block of difference 11;
μ - положительная постоянная.μ is a positive constant.
Синтез структуры комбинированного контура самонастройки производится на основе прямого метода Ляпунова, что позволяет выявить достаточные условия устойчивости системы [Громыко В.Д. и Санковский Е.А. "Самонастраивающиеся системы с моделью". - М.: Энергия, 1974. с.32]. Функция Ляпунова выбирается в виде квадратичной формы фазовых координат и коэффициента ξ:The structure synthesis of the combined self-tuning loop is based on the direct Lyapunov method, which allows us to identify sufficient conditions for the stability of the system [Gromyko V.D. and Sankovsky E.A. "Self-tuning systems with a model." - M .: Energy, 1974. p.32]. The Lyapunov function is selected in the form of a quadratic form of phase coordinates and coefficient ξ:
где λ, χ - положительные постоянные;where λ, χ are positive constants;
Производная функции Ляпунова имеет вид:The derivative of the Lyapunov function has the form:
Рассмотрим два последних слагаемых в правой части равенства (8):Consider the last two terms on the right-hand side of equality (8):
Как следует из уравнения (9), производная функции Ляпунова (8) будет неположительной, если выполнить два условия:As follows from equation (9), the derivative of the Lyapunov function (8) will be nonpositive if two conditions are satisfied:
Знак выражения (12) будет определяться знаком х, еслиThe sign of expression (12) will be determined by the sign of x, if
Поскольку x=g+z, то можно записатьSince x = g + z, we can write
где 
Реализация системы упрощается, если представить (12) в видеThe implementation of the system is simplified if (12) is represented as
где 
χ - коэффициент передачи второго усилителя 13.χ is the transfer coefficient of the second amplifier 13.
Выражение (15) определяет работу контура сигнальной настройки.Expression (15) defines the operation of the signal tuning loop.
Уравнение (11) определяет работу контура настройки коэффициента усиления системыEquation (11) determines the operation of the system gain control loop
С другой стороны, в силу (7) при квазистационарном изменении коэффициента усиления k(t) следует:On the other hand, by virtue of (7), with a quasistationary change in the gain k (t), it follows:
Приравнивая (16) и (17), получим:Equating (16) and (17), we obtain:
где 
Следовательно:Hence:
Для упрощения технической реализации заменим в (19) множитель χ на ky, при условии что ky≥χ.To simplify the technical implementation, we replace in (19) the factor χ by k y , provided that k y ≥χ.
Получим выражение, определяющее работу контура параметрической настройки:We get an expression that determines the operation of the parametric tuning circuit:
Результаты синтеза подтверждаются результатами моделирования переходных процессов в заявляемом адаптивном автопилоте угла крена, представленными на фиг.2. Переходные процессы 2в и 2г, полученные при крайних значениях параметров летательного аппарата, в автопилоте прототипе являются не удовлетворительными, а переходной процесс 2б, полученный при тех же условиях, в заявляемом автопилоте удовлетворяет требуемой динамической точности управления углом крена.The synthesis results are confirmed by the results of the simulation of transients in the inventive adaptive autopilot roll angle, presented in figure 2. The transients 2c and 2d obtained at extreme values of the parameters of the aircraft in the autopilot of the prototype are not satisfactory, and the transient 2b, obtained under the same conditions, in the inventive autopilot satisfies the required dynamic accuracy of the roll angle control.
Итак, заявляемое изобретение позволяет благодаря введению в структуру автопилота комбинированного контура самонастройки обеспечивать требуемую динамическую точность управления углом крена в широком диапазоне изменения параметров летательного аппарата.So, the claimed invention allows, due to the introduction of a combined self-tuning loop into the autopilot structure, to provide the required dynamic accuracy of the roll angle control over a wide range of aircraft parameters.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004117707/11A RU2272747C2 (en) | 2004-06-10 | 2004-06-10 | Adaptive bank angle auto-pilot |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004117707/11A RU2272747C2 (en) | 2004-06-10 | 2004-06-10 | Adaptive bank angle auto-pilot |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004117707A RU2004117707A (en) | 2005-11-20 |
| RU2272747C2 true RU2272747C2 (en) | 2006-03-27 |
Family
ID=35866980
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004117707/11A RU2272747C2 (en) | 2004-06-10 | 2004-06-10 | Adaptive bank angle auto-pilot |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2272747C2 (en) |
-
2004
- 2004-06-10 RU RU2004117707/11A patent/RU2272747C2/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| В.А.Боднер. Системы управления летательными аппаратами. М., "Машиностроение", 1973, с.116, рис.3.22. * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2004117707A (en) | 2005-11-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN103713520A (en) | Gyroscope stabilized platform adaptive composite control method | |
| Torabi et al. | Intelligent pitch controller identification and design | |
| CN115220467A (en) | Flying wing aircraft attitude control method based on neural network incremental dynamic inverse | |
| Sun et al. | A practical solution to some problems in flight control | |
| Kokunko et al. | Cascade synthesis of differentiators with piecewise linear correction signals | |
| Ludeña Cervantes et al. | Flight control design using incremental nonlinear dynamic inversion with fixed-lag smoothing estimation | |
| Calise et al. | Helicopter adaptive flight control using neural networks | |
| CN103197558A (en) | Microgyroscope fuzzy self-adaptation control method based on T-S model | |
| Yu et al. | Disturbance observer-based autonomous landing control of unmanned helicopters on moving shipboard | |
| US3221229A (en) | Model reference adaptive control system | |
| RU2272747C2 (en) | Adaptive bank angle auto-pilot | |
| Zhai et al. | Model predictive control of a 3-DOF helicopter system using successive linearization | |
| Krupadanam et al. | Multivariable adaptive control design with applications to autonomous helicopters | |
| Lemon et al. | Model reference adaptive fight control adapted for general aviation: controller gain simulation and preliminary flight testing on a bonanza fly-by-wire testbed | |
| HILBERT et al. | The design of a model-following control system for helicopters | |
| Emaletdinova et al. | Method of designing a neural controller for the automatic lateral control of unmanned aerial vehicles | |
| RU2460113C1 (en) | Method of generating integral adaptive signal for stabilising gliding motion of unmanned aircraft and apparatus for realising said method | |
| Yordanov et al. | Comparative analysis of control quality between PI and FUZZY controller of experimental electrohydraulic servosystem | |
| Johnson et al. | Generic pilot and flight control model for use in simulation studies | |
| JP2002258905A (en) | Control rule deciding method for automatic controller | |
| De Almeida et al. | Fault-tolerant flight control system using model predictive control | |
| RU2344460C1 (en) | Method of longitudinal control of airplane | |
| Rubaai et al. | Hardware/software implementation of PI/PD-like fuzzy controller for high performance motor drives | |
| RU2430858C1 (en) | Aircraft bank angle bank angular speed limiting automatic control system | |
| Eves et al. | Introduction to adaptive control for multiple time scale systems |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20060611 |