RU2335006C1 - Система управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом - Google Patents

Система управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом Download PDF

Info

Publication number
RU2335006C1
RU2335006C1 RU2007104894/28A RU2007104894A RU2335006C1 RU 2335006 C1 RU2335006 C1 RU 2335006C1 RU 2007104894/28 A RU2007104894/28 A RU 2007104894/28A RU 2007104894 A RU2007104894 A RU 2007104894A RU 2335006 C1 RU2335006 C1 RU 2335006C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
input
angular
output
sensor
Prior art date
Application number
RU2007104894/28A
Other languages
English (en)
Inventor
Леонид Георгиевич Романенко (RU)
Леонид Георгиевич Романенко
Сергей Валентинович Зайцев (RU)
Сергей Валентинович Зайцев
Гульназ Гариф новна Самарова (RU)
Гульназ Гарифяновна Самарова
Original Assignee
Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева filed Critical Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева
Priority to RU2007104894/28A priority Critical patent/RU2335006C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2335006C1 publication Critical patent/RU2335006C1/ru

Links

Images

Landscapes

  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для управления угловым движением летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения система управления содержит каналы рыскания, крена и тангажа. Каждый из данных каналов содержит датчик углового положения летательного аппарата и датчик угловой скорости. При этом первый вход первого суммирующего усилителя соединен с датчиком углового положения летательного аппарата. Второй вход соединен с датчиком угловой скорости. Третий инвертирующий вход соединен с выходом задатчика требуемого значения углового положения летательного аппарата, а выход соединен с входом привода рулевого органа с жесткой обратной связью. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Изобретение относится к системам автоматического регулирования полета и может быть использовано для управления угловым движением летательных аппаратов.
Известна система управления угловым движением летательного аппарата (Система автоматического управления САУ-23А серия 2. Назначение, принцип действия, законы управления. Техническое описание 6А2.550.045-4ТО (в четырех частях. Часть первая). Редакция 1-77) - [1, с.19], содержащая датчик угла крена γ, датчик угловой скорости относительно продольной оси ωx, датчик скоростного напора q, задатчик требуемого значения угла крена γ3, суммирующий усилитель, первый вход которого соединен с выходом датчика угла крена γ, второй инвертирующий вход соединен с выходом задатчика требуемого значения угла крена γ3, вычислитель коэффициента пропорциональности μ(q), вход которого соединен с выходом датчика скоростного напора q, а выход - с первым входом блока умножения, второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости относительно продольной оси ωx, а выход соединен с третьим входом суммирующего усилителя, выход которого является выходом системы управления угловым движением летательного аппарата.
Использование постоянных значений коэффициентов пропорциональности не позволяет получить оптимальные показатели переходных процессов в широком диапазоне изменений скоростей и высот и при изменении центровки летательного аппарата в процессе движения, поэтому в приведенной системе используется коррекция коэффициентов пропорциональности. Коррекция коэффициентов пропорциональности производится для получения одинаковых показателей переходных процессов по угловым координатам при изменениях значений динамических коэффициентов летательного аппарата при смене режима движения. Коррекция коэффициентов пропорциональности усложняет схему, уменьшает надежность работы системы управления, а в большом диапазоне изменений параметров движения может оказаться нереализуемой с достаточной точностью.
Известна система управления угловым движением летательного аппарата (В.Н.Василинин. Автоматизированное вождение тяжелых самолетов. М.: Военное издательство министерства обороны СССР-1973, 199 с.) - [2, с.31], реализованная согласно системе уравнений
Figure 00000002
Figure 00000003
Figure 00000004
где δH, δэ, δв - угол отклонения рулевого органа, соответственно руля направления, элеронов, руля высоты, iψ,
Figure 00000005
iγ,
Figure 00000006
iϑ,
Figure 00000007
- коэффициенты пропорциональности, которая содержит каналы рыскания, крена и тангажа, каждый из которых содержит датчик углового положения летательного аппарата, датчик угловой скорости, которые соответственно являются датчиком угла рыскания ψ, датчиком угловой скорости рыскания
Figure 00000008
или датчиком угла крена γ и датчиком угловой скорости крена
Figure 00000009
или датчиком угла тангажа ϑ и датчиком угловой скорости тангажа
Figure 00000010
, задатчик требуемого значения углового положения летательного аппарата, соответственно ψЗ, или γЗ, или ϑЗ, первый суммирующий усилитель, первый вход которого соединен с датчиком углового положения летательного аппарата, второй вход соединен с датчиком угловой скорости, третий инвертирующий вход соединен с выходом задатчика требуемого значения углового положения летательного аппарата, а выход соединен с входом привода с жесткой обратной связью рулевого органа.
Данная система не позволяет получить оптимальные показатели переходных процессов в широком диапазоне изменений скоростей и высот полета, а также и при изменении центровки летательного аппарата в процессе движения вследствие использования постоянных значений коэффициентов пропорциональности.
Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является обеспечение оптимальных показателей переходных процессов по координатам углового движения летательного аппарата, не требующее коррекции коэффициентов пропорциональности законов управления угловым движением летательного аппарата во всем эксплуатационном диапазоне изменений скоростей и высот полета, а для канала тангажа и при изменении центровки летательного аппарата в процессе движения.
Технический результат достигается тем, что система управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом, функционирующая согласно системе уравнений
Figure 00000011
Figure 00000012
Figure 00000013
где δH, δэ, δв - угол отклонения рулевого органа, соответственно руля направления, элеронов, руля высоты, iψ,
Figure 00000014
, iγ,
Figure 00000015
, iϑ,
Figure 00000016
- коэффициенты пропорциональности, которая содержит каналы рыскания, крена и тангажа, каждый из которых содержит датчик углового положения летательного аппарата, датчик угловой скорости, которые соответственно являются датчиком угла рыскания ψ и датчиком угловой скорости рыскания
Figure 00000008
или датчиком угла крена γ и датчиком угловой скорости крена
Figure 00000009
или датчиком угла тангажа ϑ и датчиком угловой скорости тангажа
Figure 00000010
, задатчик требуемого значения углового положения летательного аппарата, соответственно ψЗ, γЗ или ϑ3, первый суммирующий усилитель, первый вход которого соединен с датчиком углового положения летательного аппарата, второй вход соединен с датчиком угловой скорости, третий инвертирующий вход соединен с выходом задатчика требуемого значения углового положения летательного аппарата, а выход соединен с входом привода с жесткой обратной связью рулевого органа, дополнительно содержит блок задания динамики углового движения, входы которого соединены соответственно с выходами датчика углового положения летательного аппарата, датчика угловой скорости и задатчика требуемого значения углового положения летательного аппарата, а выход соединен четвертым входом первого суммирующего усилителя, содержащий вычислитель, первый и второй входы которого соответственно являются первым и вторым входами блока задания динамики углового движения, реализующий систему уравнений
Figure 00000017
Figure 00000018
где а11, a12, b1, a21, a22, b2 - постоянные коэффициенты,
φ,
Figure 00000019
, η - сигналы соответственно на первом, втором и третьем входах вычислителя,
Figure 00000020
,
Figure 00000021
- сигналы соответственно на первом и втором выходах вычислителя;
интегратор с заданием начальных условий, функционирующий в соответствии с алгоритмом
Figure 00000022
где
Figure 00000023
- сигнал углового положения летательного аппарата в момент включения в работу системы управления угловым движением летательного аппарата, на входе начальных условий;
Figure 00000020
- сигнал на первом входе, первый вход которого соединен с первым выходом вычислителя, вход начальных условий соединен с первым входом вычислителя, второй интегратор, вход которого соединен со вторым выходом вычислителя, сумматор, первый вход которого соединен с выходом интегратора с заданием начальных условий, второй, инвертирующий, вход соединен с выходом фильтра с передаточной функцией
Figure 00000024
где Т - постоянная времени, p - оператор Лапласа,
вход которого является третьим входом блока задания динамики углового движения,
третий интегратор, вход которого соединен с выходом сумматора, третий суммирующий усилитель, входы которого соединены соответственно с выходами третьего интегратора, сумматора и второго интегратора, выход соединен с третьим входом вычислителя, второй суммирующий усилитель, первый и второй входы которого соединены с выходами интегратора с заданием начальных условий и второго интегратора, третий и четвертый, инвертирующие, входы соединены с первым и вторым входами вычислителя, а выход является выходом блока задания динамики углового движения.
Сущность изобретения поясняется фиг.1-8.
На фиг.1 представлена блок-схема системы управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом.
На фиг.2 - блок-схема блока задания динамики углового движения.
На фиг.3 - графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом без блока задания динамики углового движения при изменении центровки летательного аппарата.
На фиг.4 - графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом с блоком задания динамики углового движения при изменении центровки летательного аппарата.
На фиг.5 - графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом без блока задания динамики углового движения при изменении коэффициента подъемной силы.
На фиг.6 - графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом с блоком задания динамики углового движения при изменении коэффициента подъемной силы.
На фиг.7 - графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом без блока задания динамики углового движения при изменении эффективности рулевого органа.
На фиг.8 - графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом с блоком задания динамики углового движения при изменении эффективности рулевого органа.
Система управления угловым движением летательного аппарата содержит каналы рыскания 15, крена 16 и тангажа 17, каждый из которых содержит:
1 - датчик углового положения летательного аппарата;
2 - датчик угловой скорости;
3 - задатчик требуемого значения углового положения летательного аппарата;
4 - первый суммирующий усилитель;
5 - привод рулевого органа с жесткой обратной связью;
6 - блок задания динамики углового движения.
Приняты следующие обозначения:
φ - угол, на выходе датчика углового положения летательного аппарата;
Figure 00000025
- угловая скорость на выходе датчика угловой скорости;
φ3 - требуемое значение угла;
Uдоп - дополнительный сигнал управления.
Система управления угловым движением летательного аппарата содержит каналы рыскания, крена и тангажа, каждый из которых содержит датчик углового положения летательного аппарата 1, датчик угловой скорости 2, которые соответственно являются датчиком угла рыскания ψ и датчиком угловой скорости рыскания
Figure 00000026
или датчиком угла крена γ и датчиком угловой скорости крена
Figure 00000009
или датчиком угла тангажа ϑ и датчиком угловой скорости тангажа
Figure 00000027
, задатчик требуемого значения углового положения летательного аппарата 3, первый суммирующий усилитель 4, первый вход которого соединен с датчиком углового положения летательного аппарата 1, второй вход соединен с датчиком угловой скорости 2, третий инвертирующий вход соединен с выходом задатчика требуемого значения углового положения летательного аппарата 3, а выход соединен с входом привода рулевого органа с жесткой обратной связью 5, а также блок задания динамики углового движения 6, входы которого соединены соответственно с выходами датчика углового положения летательного аппарата 1, датчика угловой скорости 2 и задатчика требуемого значения углового положения летательного аппарата 3, выход соединен четвертым входом первого суммирующего усилителя 4.
Блок задания динамики углового движения 6 содержит:
7 - фильтр;
8 - сумматор;
9 - третий суммирующий усилитель;
10 - вычислитель;
11 - интегратор с заданием начальных условий;
12 - третий интегратор;
13 - второй суммирующий усилитель;
14 - второй интегратор.
Приняты следующие обозначения:
Figure 00000028
- сигнал на первом выходе вычислителя 10;
Figure 00000029
- сигнал на втором выходе вычислителя 10;
φ* - сигнал на выходе интегратора с заданием начальных условий 11;
Figure 00000030
- сигнал на выходе второго интегратора 14;
η - сигнал на выходе третьего суммирующего усилителя 9.
Блок задания динамики углового движения 6 содержит вычислитель 10, первый и второй входы которого соответственно являются первым и вторым входами блока задания динамики углового движения 6, интегратор с заданием начальных условий 11, первый вход которого соединен с первым выходом вычислителя 10, вход начальных условий соединен с первым входом вычислителя 10, второй интегратор 14, вход которого соединен со вторым выходом вычислителя 10, сумматор 8, первый вход которого соединен с выходом интегратора с заданием начальных условий 11, второй, инвертирующий, вход соединен с выходом фильтра 7, вход которого является третьим входом блока задания динамики углового движения 6, третий интегратор 12, вход которого соединен с выходом сумматора 8, третий суммирующий усилитель 9, входы которого соединены соответственно с выходами сумматора 8, третьего интегратора 12 и второго интегратора 14, выход соединен с третьим входом вычислителя 10, второй суммирующий усилитель 13, первый и второй, инвертирующие, входы которого соединены с выходами интегратора с заданием начальных условий 11 и второго интегратора 14, третий и четвертый входы соединены с первым и вторым входами вычислителя 10, а выход является выходом блока задания динамики углового движения 6.
Работа системы происходит следующим образом. Сигнал с датчика углового положения летательного аппарата 1 поступает на первый вход первого суммирующего усилителя 4, на второй вход которого поступает сигнал с датчика угловой скорости 2. Сигнал требуемого углового положения летательного аппарата поступает с задатчика требуемого углового положения летательного аппарата 3 на третий инвертирующий вход первого суммирующего усилителя 4. На входы блока задания динамики углового движения летательного аппарата 6 поступают соответственно сигналы углового положения летательного аппарата, угловой скорости и требуемого значения углового положения.
В момент включения системы в режим стабилизации требуемого углового положения летательного аппарата для согласования выходных сигналов интегратора с заданием начальных условий 11 в блоке задания динамики углового движения 6 и датчика углового положения летательного аппарата 1 интегратор с заданием начальных условий 11 в блоке задания динамики углового движения 6 принимает выходной сигнал датчика углового положения летательного аппарата 1, который поступает на первый вход блока задания динамики углового движения 6, с которым соединен вход начальных условий интегратора с заданием начальных условий 11, в качестве начальных условий интегрирования. Вычислитель 10 работает в соответствии с системой уравнений
Figure 00000017
Figure 00000018
где а11, a12, b1, a21, a22, b2 - постоянные коэффициенты,
φ,
Figure 00000031
, η - сигналы соответственно на первом, втором и третьем входах вычислителя,
Figure 00000032
Figure 00000033
- сигналы соответственно на первом и втором выходах вычислителя.
С первого выхода вычислителя 10 сигнал поступает на первый вход интегратора с заданием начальных условий 11, который работает в соответствии с алгоритмом
Figure 00000034
где
Figure 00000035
- сигнал углового положения летательного аппарата в момент включения в работу системы управления угловым движением летательного аппарата на входе начальных условий,
Figure 00000036
- сигнал на первом входе.
Со второго выхода вычислителя 10 сигнал поступает на второй интегратор 14, работающий в соответствии с алгоритмом
Figure 00000037
Сигнал требуемого значения углового положения летательного аппарата, поступающий на третий вход блока задания динамики углового движения летательного аппарата 6, проходит через фильтр 7 с передаточной функцией вида
Figure 00000038
где Т - постоянная времени, р - оператор Лапласа
и поступает на второй, инвертирующий, вход сумматора 8, на первый вход которого поступает сигнал с выхода интегратора с заданием начальных условий 11.
Введение фильтра 7 уменьшает перерегулирование по угловой координате при выходе ее на требуемое значение.
С выхода сумматора 8 сигнал поступает на вход третьего интегратора 12, на выходе которого формируется сигнал вида
Figure 00000039
Введение третьего интегратора 12 позволяет устранить статическую ошибку управления угловым положением летательного аппарата при изменении центровки летательного аппарата в процессе полета.
На выходе третьего суммирующего усилителя 9 формируется сигнал вида
Figure 00000040
где
ix1, ix2, iqx - постоянные передаточные числа.
С выхода третьего суммирующего усилителя 9 сформированный сигнал η поступает на третий вход вычислителя 10.
Выходом блока задания динамики углового движения 6 является выход второго суммирующего усилителя 13. На выходе второго суммирующего усилителя 13 формируется дополнительный сигнал управления вида
Figure 00000041
где
Figure 00000042
,
Figure 00000043
- постоянные передаточные числа,
φ*,
Figure 00000044
,
Figure 00000045
, φ, - сигналы соответственно на первом, втором, третьим и четвертом входах.
С выхода блока задания динамики углового движения 6 сформированный дополнительный сигнал управления поступает на четвертый вход первого суммирующего усилителя 4, выход которого соединен с приводом рулевого органа с жесткой обратной связью 5.
Дополнительный сигнал управления, сформированный в блоке задания динамики углового движения 6, позволяет обеспечить дополнительное отклонение рулевого органа, необходимое для компенсации изменения динамических параметров движения летательного аппарата, возникающих при изменении режима полета. Компенсация изменения динамических параметров движения летательного аппарата позволяет обеспечить оптимальные показатели переходных процессов по координатам углового движения летательного аппарата во всем эксплуатационном диапазоне изменений скоростей и высот полета, а для канала тангажа и при изменении центровки летательного аппарата в процессе движения.
Эффективность применения блока задания динамики углового движения 6 подтверждается фиг.3-8. На фиг.3-8 показаны графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением при наличии (фиг.4, фиг.6, фиг.8) и отсутствии (фиг.3, фиг.5, фиг.7) блока задания динамики углового положения 6. В качестве летательного аппарата принят легкий самолет.
На фиг.3 и фиг.4 показаны соответственно графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления без блока задания динамики углового движения 6 и с блоком задания динамики углового движения 6 при смещении центра масс летательного аппарата. Кривая переходного процесса 1 соответствует смещению центра масс летательного аппарата назад вдоль хорды крыла относительно расчетного значения. Кривая переходного процесса 2 соответствует оптимальной настройке системы управления для расчетного значения положения центра масс. Кривая переходного процесса 3 соответствует смещению центра масс летательного аппарата вперед вдоль хорды крыла относительно расчетного значения. Кривая переходного процесса 4 соответствует смещению центра масс летательного аппарата назад за точку приложения подъемной силы (летательный аппарат статически неустойчивый).
Из фиг.3 видно, что смещение центра масс летательного аппарата в системе управления угловым движением летательного аппарата без блока задания динамики углового движения 6 приводит к значительному изменению переходных процессов в угловом движении. При этом не выдерживаются требуемые показатели качества переходных процессов, соответствующие переходному процессу при расчетном положении центра масс летательного аппарата.
Из фиг.4 видно, что введение блока задания динамики углового движения 6 в систему управления угловым движением летательного аппарата обеспечивает близость переходных процессов к оптимальному при смещении центра масс летательного аппарата.
На фиг.5 и фиг.6 показаны соответственно графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления без блока задания динамики углового движения 6 и с блоком задания динамики углового движения 6 при изменении коэффициента подъемной силы. Кривая переходного процесса 1 соответствует уменьшению коэффициента подъемной силы в два раза. Кривая переходного процесса 2 соответствует оптимальной настройке системы управления для расчетного значения коэффициента подъемной силы. Кривая переходного процесса 3 соответствует увеличению коэффициента подъемной силы в два раза.
Из фиг.5 видно, что изменение коэффициента подъемной силы в системе управления угловым движением летательного аппарата без блока задания динамики углового движения 6 приводит к значительному изменению переходных процессов в угловом движении. При этом не выдерживаются требуемые показатели качества переходных процессов, соответствующие переходному процессу при расчетном значении коэффициента подъемной силы.
Из фиг.6 видно, что введение блока задания динамики углового движения 6 в систему управления угловым движением летательного аппарата обеспечивает близость переходных процессов к оптимальному при широком изменении коэффициента подъемной силы.
На фиг.7 и фиг.8 показаны соответственно графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления без блока задания динамики углового движения 6 и с блоком задания динамики углового движения 6 при изменении эффективности рулевого органа. Кривая переходного процесса 1 соответствует уменьшению эффективности рулевого органа в два раза. Кривая переходного процесса 2 соответствует оптимальной настройке системы управления для расчетного значения эффективности рулевого органа. Кривая переходного процесса 3 соответствует увеличению эффективности рулевого органа в два раза.
Из фиг.7 видно, что изменение эффективности рулевого органа в системе управления угловым движением летательного аппарата без блока задания динамики углового движения 6 приводит к значительному изменению переходных процессов в угловом движении. При этом не выдерживаются требуемые показатели качества переходных процессов, соответствующие переходному процессу при расчетном значении эффективности рулевого органа.
Из фиг.8 видно, что введение блока задания динамики углового движения 6 в систему управления угловым движением летательного аппарата обеспечивает близость переходных процессов к оптимальному при широком изменении эффективности рулевого органа.
Предлагаемая система обеспечивает оптимальные показатели переходных процессов по координатам углового движения летательного аппарата, не требующие коррекции коэффициентов пропорциональности законов управления угловым движением летательного аппарата во всем эксплуатационном диапазоне изменений скоростей и высот полета, а для канала тангажа и при изменении центровки летательного аппарата в процессе движения.

Claims (2)

1. Система управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом, функционирующая согласно системе уравнений
Figure 00000046
Figure 00000047
Figure 00000048
где δН, δЭ, δВ - угол отклонения рулевого органа, соответственно руля направления, элеронов, руля высоты, iψ,
Figure 00000049
iγ,
Figure 00000050
Figure 00000051
Figure 00000052
- коэффициенты пропорциональности, которая содержит каналы рыскания, крена и тангажа, каждый из которых содержит датчик углового положения летательного аппарата, датчик угловой скорости, которые соответственно являются датчиком угла рыскания ψ и датчиком угловой скорости рыскания ψ или датчиком угла крена γ и датчиком угловой скорости крена
Figure 00000053
или датчиком угла тангажа ϑ и датчиком угловой скорости тангажа
Figure 00000054
задатчик требуемого значения углового положения летательного аппарата, соответственно ψ3, γ3 или ϑ3, первый суммирующий усилитель, первый вход которого соединен с датчиком углового положения летательного аппарата, второй вход соединен с датчиком угловой скорости, третий инвертирующий вход соединен с выходом задатчика требуемого значения углового положения летательного аппарата, а выход соединен с входом привода с жесткой обратной связью рулевого органа, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит блок задания динамики углового движения, входы которого соединены соответственно с выходами датчика углового положения летательного аппарата, датчика угловой скорости и задатчика требуемого значения углового положения летательного аппарата, выход соединен с четвертым входом первого суммирующего усилителя.
2. Система управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом по п.1, отличающаяся тем, что блок задания динамики углового движения содержит вычислитель, первый и второй входы которого соответственно являются первым и вторым входами блока задания динамики углового движения, реализующий систему уравнений
Figure 00000055
Figure 00000056
где а11, a12, b1, а21, а22, b2 - постоянные коэффициенты, φ,
Figure 00000057
, η - сигналы соответственно на первом, втором и третьем входах вычислителя,
Figure 00000058
,
Figure 00000059
- сигналы соответственно на первом и втором выходах вычислителя;
интегратор с заданием начальных условий, функционирующий в соответствии с алгоритмом
Figure 00000060
где
Figure 00000061
- сигнал углового положения летательного аппарата в момент включения в работу системы управления угловым движением летательного аппарата, на входе начальных условий;
Figure 00000058
- сигнал на первом входе,
первый вход которого соединен с первым выходом вычислителя, вход начальных условий соединен с первым входом вычислителя,
второй интегратор, вход которого соединен со вторым выходом вычислителя, сумматор, первый вход которого соединен с выходом интегратора с заданием начальных условий, второй, инвертирующий, вход соединен с выходом фильтра с передаточной функцией
Figure 00000062
где Т - постоянная времени, р - оператор Лапласа, вход которого является третьим входом блока задания динамики углового движения, третий интегратор, вход которого соединен с выходом сумматора, третий суммирующий усилитель, входы которого соединены соответственно с выходами третьего интегратора, сумматора и второго интегратора, выход соединен с третьим входом вычислителя, второй суммирующий усилитель, первый и второй входы которого соединены с выходами интегратора с заданием начальных условий и второго интегратора, третий и четвертый, инвертирующие, входы соединены с первым и вторым входами вычислителя, а выход является выходом блока задания динамики углового движения.
RU2007104894/28A 2007-02-08 2007-02-08 Система управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом RU2335006C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007104894/28A RU2335006C1 (ru) 2007-02-08 2007-02-08 Система управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007104894/28A RU2335006C1 (ru) 2007-02-08 2007-02-08 Система управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2335006C1 true RU2335006C1 (ru) 2008-09-27

Family

ID=39929093

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007104894/28A RU2335006C1 (ru) 2007-02-08 2007-02-08 Система управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2335006C1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Василинин В.Н. Автоматизированное вождение тяжелых самолетов. - М.: Военное издательство министерства обороны СССР, 1973, 199 с., с.31. Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987, с.136. *
Шаров С.Н. Основы проектирования координаторов систем управления движущимися объектами. Учебное пособие. Гособразование СССР, 1990, с.4, рис.1.1. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Bhargavapuri et al. Robust nonlinear control of a variable-pitch quadrotor with the flip maneuver
EP2347957B1 (en) Method for improving maneuverability and controllability by simultaneously applying both reaction wheel-based attitude controller and thruster-based attitude controller
US10969796B2 (en) Autopilot nonlinear compensation
JP2002255098A (ja) 人工衛星のマヌーバ制御装置
CN102411370A (zh) 控制沿地面滑行的飞机的偏航运动的方法
CN112180965A (zh) 一种高精度过载控制方法
CN112484955A (zh) 一种飞行器滚转控制的风洞仿真方法
CN113110539A (zh) 一种基于鸭舵的弹/箭三通道控制方法及控制装置
RU2335006C1 (ru) Система управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом
CN113110527B (zh) 一种自主水下航行器有限时间路径跟踪的级联控制方法
RU2339989C1 (ru) Автомат продольного управления
RU2335009C1 (ru) Способ управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом
RU2344460C1 (ru) Способ продольного управления самолетом
RU2392186C2 (ru) Способ управления двухдвигательным самолетом и система для его осуществления
RU2335008C1 (ru) Система управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом
RU2335005C1 (ru) Способ управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом
RU76473U1 (ru) Система угловой стабилизации
JP2008213682A (ja) 船舶用自動操舵装置
CN108181919B (zh) 一种基于卡尔曼滤波的小型运输器姿态控制方法
JP3028888B2 (ja) オートパイロット装置
JP2008143398A (ja) 飛翔体制御システムおよび飛翔体の飛行制御方法
RU2461041C1 (ru) Система управления углом тангажа летательного аппарата
RU2443602C2 (ru) Система автоматического управления самолетом по углу тангажа
RU2372250C1 (ru) Способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета
RU2379738C1 (ru) Система управления продольным движением самолета

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20090209