RU2305308C1 - Бортовая цифроаналоговая адаптивная система управления движением летательного аппарата по крену - Google Patents
Бортовая цифроаналоговая адаптивная система управления движением летательного аппарата по крену Download PDFInfo
- Publication number
- RU2305308C1 RU2305308C1 RU2005141194/28A RU2005141194A RU2305308C1 RU 2305308 C1 RU2305308 C1 RU 2305308C1 RU 2005141194/28 A RU2005141194/28 A RU 2005141194/28A RU 2005141194 A RU2005141194 A RU 2005141194A RU 2305308 C1 RU2305308 C1 RU 2305308C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- output
- input
- digital
- unit
- adder
- Prior art date
Links
Landscapes
- Feedback Control In General (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в бортовых системах автоматического управления аэродинамическими беспилотными летательными аппаратами в условиях широкого диапазона их применения по скорости и высоте полета. Технической результат - расширение функциональных возможностей системы за счет повышения устойчивости и точности процессов управления. Для достижения данного результата система управления содержит датчики высоты полета, скорости полета, угла, угловой скорости и текущей массы, задатчик угла крена и два задатчика опорного сигнала, блок сравнения, исполнительное устройство, два сумматора, два блока деления, блок формирования обратной величины сигнала, три блока масштабирования, цифровой блок умножения, цифроаналоговый преобразователь и цифроаналоговый блок умножения. 1 ил.
Description
Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления аэродинамическими беспилотными летательными аппаратами в условиях широкого диапазона их применения по скорости и высоте полета.
Известна система автоматического управления летательным аппаратом по крену, в которой содержится блок задающего воздействия, блок сравнения, суммирующий усилитель, датчики состояния и исполнительное устройство [1].
Недостатком известной реализации является ограниченность функциональных возможностей в условиях нестационарности параметров летательного аппарата, вызванных изменениями скорости, высоты полета и массы летательного аппарата.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является система управления летательным аппаратом, содержащая в канале крена датчик угла, датчик угловой скорости, последовательно соединенные задатчик угла крена и блок сравнения, второй вход которого соединен с выходом датчика угла, и последовательно соединенные первый сумматор и исполнительное устройство [2].
Недостатком этой системы являются ограниченные функциональные возможности по устойчивости и точности, обусловленные отсутствием средств решения проблемы нестационарности летательного аппарата.
Решаемой в предложенной системе управления технической задачей является расширение функциональных возможностей системы и повышение устойчивости и точности процессов управления. Предложенным построением системы управления достигается функциональная возможность адаптации параметров регулирующей части и повышение показателей устойчивости и качества в условиях широкого диапазона параметров летательного аппарата.
Указанный технический результат достигается тем, что в известную систему управления движением летательного аппарата по крену, содержащую датчик угла, датчик угловой скорости, последовательно соединенные задатчик угла крена и блок сравнения, второй вход которого соединен с выходом датчика угла, и последовательно соединенные первый сумматор и исполнительное устройство, дополнительно введены первый и второй задатчики опорного сигнала, последовательно соединенные датчик текущей массы, первый блок деления, второй вход которого подключен к выходу первого задатчика опорного сигнала, второй сумматор, блок формирования обратной величины сигнала, первый блок масштабирования, цифровой блок умножения, второй вход которого соединен с выходом блока сравнения, и цифроаналоговый преобразователь, выход которого соединен с первым входом первого сумматора, последовательно соединенные датчик высоты полета и второй блок деления, второй вход которого соединен с выходом второго задатчика опорного сигнала, а выход - со вторым входом первого сумматора, последовательно соединенные датчик скорости полета и второй блок масштабирования, выход которого соединен с третьим входом второго сумматора, последовательно соединенные третий блок масштабирования, вход которого соединен с выходом блока формирования обратной величины сигнала, и цифроаналоговый блок умножения, второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости, а выход - со вторым входом первого сумматора.
Действительно, при этом обеспечивается отработка сигналов управления с максимальным качеством в широком диапазоне изменения высоты, скорости полета и массы летательного аппарата посредством введения средств адаптации и реализации части системы управления на основе бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ).
Построение системы управления осуществляется следующим образом.
Уравнения углового движения летательного аппарата непосредственно по крену (без учета перекрестных связей из канала курса), например, по [3] описываются в виде:
где: C1, С3 - динамические коэффициенты летательного аппарата;
γ - угол крена;
ωх - угловая скорость по крену;
δэ - угол отклонения рулевых поверхностей (элеронов) исполнительным устройством.
Закон управления, формирующий сигнал управления для исполнительного устройства, формируется в виде:
где Δγ - сигнал рассогласования:
здесь γзад - сигнал задающего воздействия по крену;
K1, K2 - передаточные числа.
Приняв безынерционную отработку исполнительным устройством сигнала управления, т.е. положив δэ≡σэ из уравнений (1)÷(3) получаем описание процессов регулирования в замкнутом контуре (закон управления - летательный аппарат) в виде:
или
Характеристическое уравнение замкнутой системы управления по системе уравнений (5) имеет вид:
Уравнение (6) позволяет оценить параметры закона управления по уравнению (2) с динамическими коэффициентами летательного аппарата C1 и С3 по уравнению (1). Для обеспечения требуемых характеристик устойчивости и качества необходимо обеспечить в процессе полета выполнение условий постоянства коэффициентов характеристического уравнения, т.е.
В (7) коэффициент C1, характеризующий собственное демпфирование летательного аппарата, достаточно мал, слабо изменяется и не является характерным, доминирующим в сравнении с параметром С3К2, определяющим демпфирование замкнутой системы управления в целом, и может быть учтен константой. Поэтому условия сохранения требуемых показателей устойчивости и качества, исходя из (7), могут быть определены как:
где С3 - коэффициент эффективности органов управления, равный, например, по [3]:
где 
- производная коэффициента эффективности по отклонению элеронов δэ;
q - скоростной напор:
ρ - плотность воздуха на текущей высоте полета, ρ=ρ(Н);
V - скорость полета;
s, l - характерные геометрические параметры летательного аппарата;
Jx - момент инерции летательного аппарата в канале крена.
Параметр 
по текущему состоянию является в основном функцией числа Маха:
где а - скорость звука на текущей высоте полета, для аэродинамического летательного аппарата меняется в небольших пределах и может быть принята постоянной - осредняемой или максимальной для данной области высот (максимальной потому, что наиболее критичной для области устойчивости является наибольшее значение коэффициента эффективности С3). Этот коэффициент можно считать стабильным в окрестности балансировочных значений текущих углов летательного аппарата.
Момент инерции Jx тесно связан с текущей массой m по прямо пропорциональной зависимости.
Таким образом, исходя из уравнений (8) и на основе уравнений (9)÷(11) с учетом изложенного для обеспечения процессов строгой адаптации необходимо идентифицировать параметр С3 и по нему сформировать функцию адаптации - обозначим ее как λ, т.е. пусть λ=С3.
Тогда из уравнений (8) получаем алгоритмы адаптации:
здесь 
Также на основании изложенного можно говорить, что λ является функцией Н, V, m, т.е.
Для формирования λ приняты следующие положения:
1) С3 и λ пропорциональны V;
2) С3 и λ обратно пропорциональны Н;
3) С3 и λ обратно пропорциональны m.
Таким образом, в качестве основного закона формирования сигнала идентификации - адаптации может быть принято, например:
где а1, а2, а3=const.
Наиболее точно достаточно сложные законы идентификации и адаптации (14) и (12) могут быть реализованы благодаря применению средств БЦВМ.
Здесь параметры V и Н принимаются непосредственно от соответствующих датчиков, а текущая масса m рассчитывается датчиком на основе знания начальной массы m0 летательного аппарата и текущего расхода топлива 
:
где t - текущее время.
На основе изложенного рассматривается предлагаемая система управления, имеющая цифровую и аналоговую части и для их сочетания цифроаналоговые элементы.
На чертеже представлена блок-схема бортовой цифроаналоговой адаптивной системы управления летательным аппаратом по крену.
Система управления содержит датчик угла 1 (ДУ), датчик угловой скорости 2 (ДУС), последовательно соединенные задатчик угла крена 3 (ЗУК) и блок сравнения 4 (БС), второй вход которого соединен с выходом датчика угла 1, последовательно соединенные первый сумматор 5 (1 С) и исполнительное устройство 6 (ИУ), первый 7 (1 ЗОС) и второй 8 (2 ЗОС) задатчики опорного сигнала, последовательно соединенные датчик текущей массы 9 (ДТМ), первый блок деления 10 (1 БД), второй вход которого подключен к выходу первого задатчика опорного сигнала 7, второй сумматор 11 (2 С), блок формирования обратной величины сигнала 12 (БФОВС), первый блок масштабирования 13 (1 БМ), цифровой блок умножения 14 (ЦБМ), второй вход которого соединен с выходом блока сравнения 4, и цифроаналоговый преобразователь 15 (ЦАП), выход которого соединен с первым входом первого сумматора 5, последовательно соединенные датчик высоты полета 16 (ДВП) и второй блок деления 17 (2 БД), второй вход которого соединен с выходом второго задатчика опорного сигнала 8, а выход - со вторым входом второго сумматора 11, последовательно соединенные датчик скорости полета 18 (ДСП) и второй блок масштабирования 19 (2 БМ), выход которого соединен с третьим входом второго сумматора 11, последовательно соединенные третий блок масштабирования 20 (3 БМ), вход которого соединен с выходом блока формирования обратной величины сигнала 12, и цифроаналоговый блок умножения 21 (ЦАБУ), второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости 2, а выход - со вторым входом первого сумматора 5.
Летательный аппарат условно показан на чертеже пунктирной линией.
Аналоговая часть системы управления включает в себя датчик угловой скорости 2, исполнительное устройство 6 и первый сумматор 5. Цифровые каналы основного контура - это датчики 1, 9, 16, 18 и блоки 7, 8, 10, 11, 12, 13, 14, 19, 20. Блоки 15 и 21 являются цифроаналоговыми.
Система управления работает следующим образом.
Сигнал управления (координатный) σэ для подачи на исполнительное устройство 6 формируется датчиками и блоками 1, 2, 3, 4, 5, 14, 15, 21 по уравнениям (2) и (3), при этом сигнал угла крена γ снимается с датчика угла 1, сигнал угловой скорости по крену ωx снимается с датчика угловой скорости 2, сигнал задающего воздействия по крену γзад формируется задатчиком угла крена 3, а сигнал рассогласования Δγ (Δγ=γ-γзад) формируется блоком сравнения 4. Адаптивные коэффициенты K1 и К2 формируются на выходе первого 13 и третьего 20 блоков масштабирования соответственно по сигналу 
в соответствии с (12). При этом сигнал 
формируется блоком формирования обратной величины сигнала 12, а сигнал λ, являющийся сигналом идентификации, формируется 2-м сумматором 11 в соответствии с (14). Также в соответствии с (14) сигналы Н, V, m выдаются датчиками высоты полета 16, скорости полета 18 и текущей массы 9 соответственно, а коэффициенты a1, а2 и а3 - для уравнения (14) - выставлены соответственно во втором блоке масштабирования 19, во втором 8 и первом 7 задатчиках опорного сигнала. В цифровом блоке умножения 14 и в цифроаналоговом блоке умножения 21 формируются компоненты сигнала управления K1Δγ и К2ωх в соответствии с уравнением (2). Цифроаналоговый преобразователь 15 преобразует цифровой сигнал К1Δγ в аналоговую форму. Цифроаналоговый блок умножения 21 производит перемножение аналогового сигнала ωx на коэффициент К2, преобразованный в этом блоке в аналоговую форму, выходной сигнал К2ωx с выхода блока 21 является аналоговым.
Исполнительное устройство 6 отрабатывает суммарный аналоговый управляющий сигнал σэ, отклоняя элероны на величину δэ.
Значительная часть системы управления, в том числе сигналы функций идентификации и адаптации, несложно реализуются алгоритмически, а также все звенья и блоки могут быть реализованы на элементах автоматики и вычислительной техники, например по [4, 5].
Предложенная бортовая цифроаналоговая адаптивная система управления движением летательного аппарата по крену позволяет расширить функциональные возможности системы и повысить точность управления.
Источники информации
1. И.А. Михалев и др. Системы автоматического управления самолетом. М.: Машиностроение, 1987, с.174.
2. Патент РФ №2251136, кл. G05D 1/08, 24.12.02 г.
3. А.А. Лебедев, Л.С. Чернобровкин. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1973, с.486.
4. В.Б. Смолов. Функциональные преобразователи информации. Л.: Энергоиздат, Ленинградское отделение, 1981, с.22, 41.
5. А.У. Ялышев, О.И. Разоренов. Многофункциональные аналоговые регулирующие устройства автоматики. М.: Машиностроение, 1981, с.107, 126.
Claims (1)
- Бортовая цифроаналоговая адаптивная система управления движением летательного аппарата по крену, содержащая датчик угла, датчик угловой скорости, последовательно соединенные задатчик угла крена и блок сравнения, второй вход которого соединен с выходом датчика угла, и последовательно соединенные первый сумматор и исполнительное устройство, отличающаяся тем, что она содержит первый и второй задатчики опорного сигнала, последовательно соединенные датчик текущей массы, первый блок деления, второй вход которого подключен к выходу первого задатчика опорного сигнала, второй сумматор, блок формирования обратной величины сигнала, первый блок масштабирования, цифровой блок умножения, второй вход которого соединен с выходом блока сравнения, и цифроаналоговый преобразователь, выход которого соединен с первым входом первого сумматора, последовательно соединенные датчик высоты полета и второй блок деления, второй вход которого соединен с выходом второго задатчика опорного сигнала, а выход - со вторым входом первого сумматора, последовательно соединенные датчик скорости полета и второй блок масштабирования, выход которого соединен с третьим входом второго сумматора, последовательно соединенные третий блок масштабирования, вход которого соединен с выходом блока формирования обратной величины сигнала, и цифроаналоговый блок умножения, второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости, а выход - со вторым входом первого сумматора.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005141194/28A RU2305308C1 (ru) | 2005-12-29 | 2005-12-29 | Бортовая цифроаналоговая адаптивная система управления движением летательного аппарата по крену |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005141194/28A RU2305308C1 (ru) | 2005-12-29 | 2005-12-29 | Бортовая цифроаналоговая адаптивная система управления движением летательного аппарата по крену |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2305308C1 true RU2305308C1 (ru) | 2007-08-27 |
Family
ID=38597173
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005141194/28A RU2305308C1 (ru) | 2005-12-29 | 2005-12-29 | Бортовая цифроаналоговая адаптивная система управления движением летательного аппарата по крену |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2305308C1 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2491600C1 (ru) * | 2012-06-05 | 2013-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Способ формирования цифроаналогового адаптивного сигнала стабилизации углового положения летательного аппарата по курсу и устройство для его осуществления |
| RU2701628C2 (ru) * | 2018-02-26 | 2019-09-30 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Система автоматического управления углом крена и ограничения угловой скорости крена летательного аппарата |
| RU2753776C1 (ru) * | 2020-10-16 | 2021-08-23 | Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") | Адаптивная система управления пилотируемого летательного аппарата в канале крена |
-
2005
- 2005-12-29 RU RU2005141194/28A patent/RU2305308C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| Лебедев А.А., Чернобровкин Л.С. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1973, с.486. Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973, с.118-122. Математическое и программное обеспечение системы автономной навигации КА «Янтарь». - М.: МО СССР, 1986, с.65. * |
| Михалев И.А. и др. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987, с.174. * |
| Ялышев А.У., Разоренов О.И. Многофункциональные аналоговые регулирующие устройства автоматики. - М.: Машиностроение, 1981, с.107, 126. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2491600C1 (ru) * | 2012-06-05 | 2013-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Способ формирования цифроаналогового адаптивного сигнала стабилизации углового положения летательного аппарата по курсу и устройство для его осуществления |
| RU2701628C2 (ru) * | 2018-02-26 | 2019-09-30 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Система автоматического управления углом крена и ограничения угловой скорости крена летательного аппарата |
| RU2753776C1 (ru) * | 2020-10-16 | 2021-08-23 | Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") | Адаптивная система управления пилотируемого летательного аппарата в канале крена |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Liu et al. | Immersion and invariance-based output feedback control of air-breathing hypersonic vehicles | |
| US5908176A (en) | In-flight adaptive performance optimization (APO) control using redundant control effectors of an aircraft | |
| US10260883B2 (en) | Methods and systems for optimal guidance based on energy state approximation | |
| CN110794864A (zh) | 基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法 | |
| RU2391694C1 (ru) | Бортовая цифроаналоговая адаптивная система управления летательным аппаратом | |
| CN106354013B (zh) | 攻角的线性自抗扰控制方法 | |
| RU2305308C1 (ru) | Бортовая цифроаналоговая адаптивная система управления движением летательного аппарата по крену | |
| Cordeiro et al. | Robustness of incremental backstepping flight controllers: The boeing 747 case study | |
| RU2338235C1 (ru) | Способ формирования адаптивного сигнала управления угловым движением нестационарного летательного аппарата | |
| RU2394263C1 (ru) | Адаптивное устройство формирования сигнала управления продольно-балансировочным движением летательного аппарата | |
| RU2338236C1 (ru) | Бортовая система угловой стабилизации для управления нестационарным летательным аппаратом | |
| RU86326U1 (ru) | Бортовая цифроаналоговая адаптивная система управления летательным аппаратом | |
| Grillo et al. | Wind component estimation for UAS flying in turbulent air | |
| Menon et al. | A two-time-scale autopilot for high-performance aircraft | |
| RU2279119C1 (ru) | Адаптивная система управления высотой полета летательного аппарата | |
| RU2460113C1 (ru) | Способ формирования интегрального адаптивного сигнала стабилизации планирующего движения беспилотного летательного аппарата и устройство для его осуществления | |
| US4266743A (en) | Pitch attitude stabilization system utilizing engine pressure ratio feedback signals | |
| Labonté | Formulas for the fuel of climbing propeller driven airplanes | |
| KR101827955B1 (ko) | 비행체의 대기 속도 추정을 위한 정보 산출 장치 및 방법 | |
| Yuan et al. | Design of a µ synthesis controller to stabilize an unmanned helicopter | |
| RU2459744C1 (ru) | Способ формирования интегрального сигнала стабилизации планирующего движения беспилотного летательного аппарата и устройство для его осуществления | |
| KR20210019661A (ko) | 가변식 이득 조절기를 이용한 구조연동시험 방법 | |
| Weiser et al. | Flight testing a linear parameter varying control law on a passenger aircraft | |
| Kim | Design of an automatic load positioning system for hoist operations | |
| RU75066U1 (ru) | Устройство формирования сигналов управления рулями симметричной ракеты |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20181230 |