RU2351974C1 - Способ и устройство для управления летательным аппаратом по тангажу - Google Patents
Способ и устройство для управления летательным аппаратом по тангажу Download PDFInfo
- Publication number
- RU2351974C1 RU2351974C1 RU2007133106/28A RU2007133106A RU2351974C1 RU 2351974 C1 RU2351974 C1 RU 2351974C1 RU 2007133106/28 A RU2007133106/28 A RU 2007133106/28A RU 2007133106 A RU2007133106 A RU 2007133106A RU 2351974 C1 RU2351974 C1 RU 2351974C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- attack
- gain
- control command
- actual
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 11
- 230000014509 gene expression Effects 0.000 claims description 25
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 10
- 101150102323 PDYN gene Proteins 0.000 claims description 9
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 4
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 9
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 9
- 238000010561 standard procedure Methods 0.000 description 4
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- HZRSNVGNWUDEFX-UHFFFAOYSA-N pyraclostrobin Chemical compound COC(=O)N(OC)C1=CC=CC=C1COC1=NN(C=2C=CC(Cl)=CC=2)C=C1 HZRSNVGNWUDEFX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 2
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 2
- 230000006978 adaptation Effects 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 238000006731 degradation reaction Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 description 1
- 230000002269 spontaneous effect Effects 0.000 description 1
- 239000013589 supplement Substances 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
- G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
- G05D1/0825—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability using mathematical models
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Mathematical Physics (AREA)
- Pure & Applied Mathematics (AREA)
- Mathematical Analysis (AREA)
- Algebra (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Mathematical Optimization (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
- Details Of Aerials (AREA)
- Making Paper Articles (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для управления летательными аппаратами (ЛА). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата устройство (1) содержит средство (4) для получения затребованного коэффициента (NZc перегрузки); средство (11) для оценки коэффициента (NZcg) перегрузки; средство (13) для вычисления команды управления; средство (5) для отклонения управляющей поверхности (7) летательного аппарата в функциональной зависимости от параметров навигации ЛА. 6 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к способу и устройству для управления по тангажу летательным аппаратом, в частности транспортным летательным аппаратом.
Точнее, целью настоящего изобретения является коррекция явления кабрирования, которое проявляется в самопроизвольном переходе летательного аппарата на кабрирование.
Известно, что момент тангажа летательного аппарата зависит от плеча рычага между центром тяжести летательного аппарата (точкой приложения веса) и центром подъемной силы летательного аппарата (точкой приложения подъемной силы). На статически устойчивом летательном аппарате центр подъемной силы находится позади центра тяжести. Однако в зависимости от числа Маха (М) летательного аппарата и величины угла атаки, возможен срыв потока на законцовке крыла. Тогда коэффициент подъемной силы летательного аппарата имеет тенденцию немного снижаться, но при простом смещении центра подъемной силы летательного аппарата намного дальше вперед абсолютное значение момента тангажа заметно уменьшается, поскольку оно обычно непосредственно связано с длиной вышеупомянутого плеча рычага. Восстанавливающий момент для восстановления летательного аппарата до установки угла атаки моментально уменьшается. Тогда управление летательным аппаратом становится намного более трудным и колебания угла гасятся слабее. В таком случае имеет место вышеупомянутое явление кабрирования.
Для коррекции данной неустойчивости (или кабрирования) на практике обычно принято дополнять закон управления по тангажу законом коррекции кабрирования, который добавляют, возможно, для улучшения поведения летательного аппарата в данной фазе неустойчивости (при полете) с помощью попытки релинеаризовать изменение момента тангажа в виде функции угла атаки. Настраивать вышеописанный закон коррекции кабрирования, в общем, очень трудно, поскольку он является следствием компромисса между работой стандартного закона управления и работой настоящего добавленного закона коррекции, который добивается восстановления вышеупомянутой линейности. При подобной коррекции поведение летательного аппарата обычно отличается от поведения, которое он показывал до возникновения явления кабрирования, например, демпфирование сильнее, но скорость намного меньше и больше инерция при маневрах.
Поэтому законы коррекции кабрирования упомянутого выше стандартного типа не совсем удовлетворительны.
Целью настоящего изобретения является устранение данных недостатков. Изобретение относится к такому способу управления летательным аппаратом, в частности транспортным летательным аппаратом, по тангажу, который производит эффективную коррекцию явления кабрирования вышеупомянутого типа.
Для этой цели в соответствии с изобретением предложен способ, в соответствии с которым автоматически и с периодическим повторением выполняется следующая серия последовательных этапов:
a) учитывается регулируемый коэффициент NZc перегрузки;
b) оценивается коэффициент NZcg перегрузки, применимый к летательному аппарату;
c) вычисляется команда управления путем учета, по меньшей мере, следующего основного выражения:
K1·NZc+K2·NZcg,
где K1 и K2 являются двумя заданными величинами коэффициентов усиления; и
d) данная команда управления передается в средство для отклонения, по меньшей мере, одного руля летательного аппарата, при этом упомянутое отклоняющее средство формирует команду отклонения, характерную для упомянутой команды управления, и передает ее по меньшей мере в один привод упомянутого руля,
отличающийся тем, что перед упомянутым этапом
с) дополнительно, автоматически и с периодическим повторением, выполняется следующая серия последовательных этапов:
- определяется фактическое число Маха летательного аппарата;
- определяется фактический угол атаки летательного аппарата;
- упомянутый фактический угол атаки сравнивается с опорным значением угла атаки; и
- если упомянутый фактический угол атаки больше, чем упомянутое опорное значение, определяется модифицированная величина ΔK2 коэффициента усиления с помощью упомянутого фактического числа Маха и упомянутого фактического угла атаки, причем упомянутая модифицированная величина ΔK2 коэффициента усиления заменяет упомянутую величину K2 коэффициента усиления в вычислении упомянутой команды управления на упомянутом этапе c).
Таким образом, согласно изобретению закон коррекции не добавляется к стандартному закону управления (представленному вышеупомянутым основным выражением), но в данном законе управления модифицируется коэффициент усиления обратной связи по коэффициенту перегрузки в виде функции угла атаки и числа Маха летательного аппарата, чтобы противодействовать влиянию явления кабрирования. Благодаря этому, в частности, динамический диапазон, который летательный аппарат имел в замкнутом контуре в линейной области, можно поддерживать в области, в которой возникает упомянутое явление кабрирования, и, следовательно, возможно восстановление номинальной характеристики закона управления в данной сильно нелинейной области.
В предпочтительном варианте упомянутое опорное значение угла атаки определяется с помощью упомянутого фактического числа Маха летательного аппарата.
Следует отметить, что настоящее изобретение применимо к любому стандартному закону управления, который содержит обратную связь по коэффициенту перегрузки (а именно, по коэффициенту NZcg перегрузки).
В конкретном варианте осуществления дополнительно выполняются следующие операции:
- оценивается угловая скорость q тангажа, применимая к летательному аппарату;
- оценивается интегральное значение INZ коэффициента перегрузки, применимого к летательному аппарату; и
- упомянутая на этапе c) команда управления вычисляется путем учета в упомянутом основном выражении следующего вспомогательного выражения:
K3·q+K4·INZ,
где K3 и K4 являются двумя заданными величинами коэффициентов усиления.
Поэтому настоящее изобретение относится также к закону управления, содержащему дополнительно к обратной связи по коэффициенту перегрузки обратную связь по угловой скорости тангажа и интегральную обратную связь по коэффициенту перегрузки.
В последнем случае упомянутая модифицированная величина ΔK2 коэффициента усиления предпочтительно удовлетворяет следующему выражению:
ΔK2=[m·g·K5·(α-α0)]/[S·Pdyn·Czα]
в котором:
- m означает массу летательного аппарата;
- g означает ускорение силы тяжести;
- K5 и Czα являются двумя переменными параметрами, зависимыми от фактического числа Маха;
- α означает упомянутый фактический угол атаки;
- α0 означает упомянутый опорный угол атаки;
- S означает расчетную площадь крыла летательного аппарата; и
- Pdyn означает динамическое давление.
Следовательно, модификация величины коэффициента усиления основана на аэродинамических коэффициентах (которые входят в вычисление ΔK2) и использует, в частности, динамическое давление Pdyn, которое учитывает влияние скорости.
Настоящее изобретение относится также к устройству для управления летательным аппаратом по тангажу, которое обеспечивает противодействие, при необходимости, явлению кабрирования вышеупомянутого типа.
В соответствии с изобретением упомянутое устройство управления, относящееся к типу устройств, содержащих:
- средство для получения регулируемого коэффициента NZc перегрузки;
- средство для оценки коэффициента NZcg перегрузки, применимого к летательному аппарату; и
- вычислительное средство для вычисления команды управления (в соответствии со стандартным законом управления) путем учета, по меньшей мере, следующего основного выражения:
K1·NZc+K2·NZcg,
где K1 и K2 являются двумя заданными величинами коэффициентов усиления,
причем данная команда управления передается в средство для отклонения, по меньшей мере, одного руля летательного аппарата, причем упомянутое отклоняющее средство формирует команду отклонения, характерную для упомянутой команды управления, и передает ее по меньшей мере в один привод упомянутого руля,
отличается тем, что данное устройство дополнительно содержит:
- средство для определения фактического числа Маха летательного аппарата;
- средство для определения фактического угла атаки летательного аппарата;
- средство для сравнения упомянутого фактического угла атаки с опорным значением угла атаки; и
- средство для определения модифицированной величины ΔK2 коэффициента усиления с помощью упомянутого фактического числа Маха и упомянутого фактического угла атаки, если упомянутый фактический угол атаки больше, чем упомянутое опорное значение, при этом упомянутая модифицированная величина ΔK2 коэффициента усиления заменяет упомянутую величину K2 коэффициента усиления в вычислении упомянутой команды управления, выполняемом упомянутым вычислительным средством.
В связи с этим целью настоящего изобретения является адаптация коэффициента усиления обратной связи (применительно к коэффициенту NZcg перегрузки) стандартного закона управления к явлению нелинейного кабрирования.
В конкретном варианте осуществления:
- устройство управления в соответствии с изобретением дополнительно содержит:
- средство для оценки угловой скорости тангажа q, применимой к летательному аппарату; и
- средство для оценки интегрального значения INZ коэффициента перегрузки, применимого к летательному аппарату; при этом
- упомянутое вычислительное средство сформировано так, чтобы вычислять упомянутую команду управления путем учета в упомянутом основном выражении следующего вспомогательного выражения:
K3·q+K4·INZ,
где K3 и K4 являются двумя заданными величинами коэффициентов усиления.
Настоящее изобретение относится также к системе для управления летательным аппаратом, которая содержит:
- средство для формирования регулируемого коэффициента перегрузки;
- устройство управления типа вышеописанного устройства для формирования команды управления с помощью упомянутого регулируемого коэффициента перегрузки и
- средство отклонения, которое формирует команду отклонения, по меньшей мере, одного руля летательного аппарата с помощью упомянутой команды управления и которое передает данную команду отклонения по меньшей мере в один привод упомянутого руля.
В предпочтительном варианте упомянутое средство для формирования регулируемого коэффициента перегрузки содержит, в стандартном исполнении, автопилот и/или устройство ручки управления.
Кроме того, в конкретном варианте осуществления упомянутое устройство управления встроено в автопилот летательного аппарата.
Фигуры на прилагаемых чертежах объясняют осуществление изобретения. На данных фигурах одинаковые позиции обозначают одинаковые элементы.
Фиг.1 - принципиальная схема устройства в соответствии с изобретением.
Фиг.2 - график, позволяющий описать зону, в которой начинает действовать коррекция, выполняемая устройством в соответствии с изобретением.
Фиг.3-4 - схематичные изображения конкретных вариантов осуществления специальных характеристик устройства в соответствии с изобретением.
Устройство 1 в соответствии с изобретением, схематически представленное на фиг.1, предназначено для определения команд управления по тангажу для летательного аппарата (не показан), в частности транспортного летательного аппарата. Поэтому данное устройство 1 составляет часть стандартной системы 2 управления.
Упомянутая система 2 управления, которая предназначена, в частности, для управления летательным аппаратом по тангажу, содержит:
- нижеописанное средство 3 для формирования регулируемого коэффициента NZc перегрузки;
- упомянутое устройство 1 управления, которое соединено линией 4 связи с упомянутым средством 3 и функцией которого является формирование нижеописанной команды управления с помощью регулируемого коэффициента NZc перегрузки, полученного из упомянутого средства 3; и
- средство 5 отклонения, которое соединено линией 6 связи с упомянутым устройством 1 управления и которое формирует с помощью команды управления, полученной из упомянутого устройства 1, команды отклонения, по меньшей мере, одного руля 7 летательного аппарата, в частности руля высоты. Данное средство 5 отклонения передает данную команду отклонения по линии 8 связи стандартным методом, по меньшей мере, в один привод 9 упомянутого руля 7.
Кроме того, упомянутое устройство 1 управления относится к типу устройств, содержащих:
- средство, в частности линию 4 связи, которое дает возможность получения регулируемого коэффициента NZc перегрузки;
- набор 10 источников информации с обратной связью, который содержит, в частности, средство 11 для оценки коэффициента NZcg перегрузки, применимого к летательному аппарату; и
- вычислительное средство 12 для вычисления команды управления в соответствии с законом управления путем учета, по меньшей мере, следующего основного выражения (1):
K1·NZc+K2·NZcg,
где K1 и K2 являются двумя заданными величинами коэффициентов усиления.
В соответствии с изобретением упомянутое устройство 1 разработано так, чтобы допускать осуществление эффективной коррекции явления кабрирования летательного аппарата. Данное явление кабрирования имеет место, когда фактический угол атаки летательного аппарата выше опорного значения α0 угла атаки, представленного графиком на фиг.2, который показывает изменение момента Cm тангажа летательного аппарата относительно его центра тяжести в виде функции от упомянутого фактического угла α атаки. В зоне Z1, соответствующей значениям углов атаки меньше опорного значения α0, имеет место нормальное линейное поведение летательного аппарата. Кроме того, область кабрирования, которая является сильно нелинейной областью, обозначена как зона Z2, которая соответствует значениям углов атаки выше α0.
Соответственно, упомянутое устройство 1 дополнительно содержит в соответствии с изобретением:
- средство 13 для определения стандартным методом фактического числа Маха летательного аппарата;
- средство 14 для определения также стандартным методом фактического угла α атаки летательного аппарата;
- средство 15 для сравнения упомянутого фактического угла α атаки, полученного из средства 14, с опорным значением α0 угла атаки, которое может изменяться, как описано ниже; и
- средство 16, которое соединено линией 17 связи с упомянутым средством 15, для определения модифицированной величины ΔK2 коэффициента усиления, как только упомянутое средство 15 указывает, что фактический угол α атаки больше, чем упомянутое опорное значение α0, то есть как только летательный аппарат оказывается в области Z2 кабрирования. Упомянутое средство 16 вычисляет упомянутую модифицированную величину ΔK2 коэффициента усиления с помощью упомянутого фактического числа Маха, полученного из упомянутого средства 13, и упомянутого фактического угла α атаки, полученного из упомянутого средства 14, и передает (по линии 27 связи) вычисленную таким образом модифицированную величину ΔK2 коэффициента усиления в упомянутое вычислительное средство 12, которое заменяет упомянутую величину K2 коэффициента усиления данной модифицированной величиной ΔK2 коэффициента усиления в вышеупомянутом основном выражении (1).
Кроме того, упомянутое средство 15 определяет упомянутое опорное значение α0 угла атаки стандартным методом с помощью фактического числа Маха, полученного из упомянутого средства 13.
Следует отметить, что настоящее изобретение применимо к любому стандартному закону управления, который содержит обратную связь по коэффициенту перегрузки (а именно, по упомянутому коэффициенту NZcg перегрузки). Таким образом, согласно изобретению закон коррекции не добавляется к стандартному закону управления (представленному вышеупомянутым основным выражением (1)), но в данном законе управления модифицируется коэффициент ΔK2 усиления обратной связи по коэффициенту N2cg перегрузки в виде функции фактического угла α атаки и фактического числа Маха летательного аппарата, чтобы противодействовать влиянию упомянутого явления кабрирования. Благодаря этому, в частности, динамический диапазон, который летательный аппарат имел в замкнутом контуре в линейной области Z1, можно поддерживать в области Z2, в которой возникает упомянутое явление кабрирования, и, следовательно, возможно восстановление номинальной характеристики закона управления в данной сильно нелинейной области.
В конкретном варианте осуществления, представленном на фиг.3, упомянутое средство 3 для формирования регулируемого коэффициента NZc перегрузки содержит в стандартном исполнении автопилот 18, который выдает первый регулируемый коэффициент NZd перегрузки, и стандартное устройство 19 ручки управления, которое содержит ручку управления, которой может управлять пилот, и которое выдает второй регулируемый коэффициент NZc2 перегрузки, а также вычислительное средство 20, которое соединено линиями 21 и 22 связи, соответственно, с упомянутым автопилотом 18 и упомянутым устройством 19 и которое суммирует два регулируемых коэффициента NZd и NZc2 перегрузки для получения упомянутого регулируемого коэффициента NZc перегрузки, который передается в устройство 1 по линии 4 связи.
Кроме того, в конкретном варианте осуществления:
- вычислительное средство 12 и средства 15 и 16 объединены в центральном процессоре 23;
- средства 13 и 14 объединены в наборе 24 информационных источников, который соединен линией 25 связи с упомянутым центральным процессором 23; и
- упомянутый набор 10 информационных источников соединен линией 26 с упомянутым центральным процессором 23.
Кроме того, в конкретном варианте осуществления упомянутое устройство 1 управления встроено в автопилот летательного аппарата.
Следует отметить, что настоящее изобретение относится также к закону управления, содержащему, в дополнение к обратной связи по коэффициенту NZcg перегрузки, обратную связь по угловой скорости q тангажа и обратную связь по интегральному значению INZ коэффициента перегрузки.
Для данной цели, как показано на фиг.4, упомянутый набор 10 содержит, в дополнение к упомянутому средству 11:
- средство 28 для оценки угловой скорости q тангажа, применимой к летательному аппарату; и
- средство 29 для оценки интегрального значения INZ коэффициента перегрузки, применимого к летательному аппарату.
В данном случае упомянутое вычислительное средство 12 сформировано так, чтобы вычислять упомянутую команду управления путем учета в упомянутом основном выражении (1) следующего вспомогательного выражения (2):
K3·q+K4·INZ,
где K3 и K4 являются двумя заданными величинами коэффициентов усиления.
Кроме того, в данном случае упомянутое средство 16 определяет упомянутую модифицированную величину ΔK2 коэффициента усиления непосредственно из следующего выражения (3):
ΔK2=[m·g·K5·(α-α0)]/[S·Pdyn·Czα]
в котором:
- m означает массу летательного аппарата;
- g означает ускорение силы тяжести;
- K5 и Czα являются двумя переменными параметрами, зависящими от фактического числа Маха. К α0 относится то же самое, что указано выше. В предпочтительном варианте данные параметры α0, K5 и Czα задаются в форме таблиц, в виде функции упомянутого фактического числа Маха;
- S означает расчетную площадь крыла летательного аппарата; и
- Pdyn означает динамическое давление.
Ниже описан способ, по которому получено данное выражение (3) для модифицированной величины ΔK2 коэффициента усиления. Для этого применяют, в частности, следующие обозначения:
- K1, K2, K3 и K4: вышеупомянутые величины коэффициентов усиления, а именно, соответственно, для NZc и обратных связей по NZcg, q и INZ;
- Nz: изменение коэффициента вертикальной перегрузки относительно значения в устойчивом состоянии;
- q: угловая скорость тангажа;
- α: угол атаки;
- δq: элемент управления по тангажу (стабилизатор);
- Xf, Xg: соответствующие координаты, в метрах, центра подъемной силы и центра тяжести по продольной оси летательного аппарата;
- Cm: момент тангажа летательного аппарата относительно центра тяжести;
- Cmαi: момент тангажа для угла αi атаки;
- Czα: коэффициент подъемной силы летательного аппарата. Подъемная сила Cz получается из выражения Cz=Czα·α+Czα0, где Czα0 является заданным параметром;
- Czδq: коэффициент подъемной силы стабилизатора;
- Va: аэродинамическая скорость летательного аппарата;
- g: ускорение силы тяжести;
- B: инерция тангажа летательного аппарата;
- Lcma: средняя аэродинамическая хорда;
- S: площадь крыла летательного аппарата;
- ρ: аэродинамический коэффициент;
- D: расстояние между центром подъемной силы и центром тяжести летательного аппарата; и
- Pdyn: динамическое давление.
Известно, что уравнения, обуславливающие динамический диапазон летательного аппарата, являются уравнениями разомкнутой системы (в настоящем представлении значение α является отклонением угла атаки от устойчивого состояния):
Уравнение для замкнутой системы имеет вид:
Знаменатель двух данных последних уравнений можно также записать путем обозначения расположения полюса функции замкнутой системы:
Коэффициент Cmα входит в данную модель только в члене mα посредством зависимости:
При реалистическом допущении в данном законе - только нелинейная эволюция члена Cmα в области Z2 кабрирования влияет на деградацию поведения летательного аппарата из-за быстрого изменения плеча [Xf-Xg] рычага. Эволюция члена Czα пренебрежимо мала.
В данных условиях, чтобы поддерживать искомый динамический диапазон летательного аппарата в присутствии явления кабрирования, и в предположении, что коэффициент mα изменился на Δmα, необходимо и достаточно модифицировать коэффициент K2 усиления на следующую величину ΔK2:
Сохраняются следующие зависимости:
Данные уравнения дают зависимость:
Кроме того, приняты к сведению следующие два очень реалистичных физических допущения:
1/ когда α превосходит значение α0, Cmα, которое было до сих пор постоянным (обозначено Cmα0), начинает изменяться пропорционально (α-α0), пока не становится слишком большим
Cmα (α>α0)=Cmα0+k. (α-α0), где k является постоянным коэффициентом; и
2/ Cmδq является простой функцией числа Маха.
Тогда получается нижеследующая окончательная зависимость (вышеупомянутое выражение (3)), дающая модифицированное отклонение ΔK2 коэффициента усиления, для α>α0 (и угле α0, зависящем от числа Маха):
ΔK2=[m·g·K5·(α-α0)]/[S·Pdyn·Czα],
в котором Czα и K5 изменяются в зависимости от числа Маха.
Кроме того, что касается наиболее общего варианта осуществления, который включает в себя только обратную связь по коэффициенту NZcg перегрузки, известно, что передаточная функция замкнутой системы может быть записана в виде:
K2 появляется в знаменателе данной передаточной функции замкнутой системы только в одном члене, и каждый раз в следующей форме:
В данной формуле член R является общим способом обозначения элементов, которые не зависят ни от mα, ни от K2.
Модифицированную величину ΔK2 коэффициента усиления (в общем случае, с обратной связью только по NZcg) можно определить из последних выражений с использованием метода, аналогичного методу вычисления, показанному выше в связи с одновременной обратной связью по INZ, q и NZcg.
Claims (13)
1. Способ управления летательным аппаратом по тангажу, в котором автоматически и с периодическим повторением выполняется следующая серия последовательных этапов:
a) учитывается регулируемый коэффициент NZc перегрузки;
b) оценивается коэффициент NZcg перегрузки, применимый к летательному аппарату;
c) вычисляется команда управления путем учета, по меньшей мере, следующего основного выражения:
K1·NZc+K2·NZcg,
где К1 и К2 являются двумя заданными величинами коэффициентов
усиления; и
d) данная команда управления передается в средство (5) отклонения, по меньшей мере, одного руля (7) летательного аппарата, причем упомянутое отклоняющее средство (5) формирует команду отклонения, характерную для упомянутой команды управления, и передает ее, по меньшей мере, в один привод (9) упомянутого руля (7),
причем перед упомянутым этапом с) дополнительно автоматически и с периодическим повторением выполняют следующую серию последовательных этапов:
определения фактического числа Маха летательного аппарата;
определения фактического угла атаки летательного аппарата;
сравнение упомянутого фактического угла атаки с опорным значением угла атаки; причем
если упомянутый фактический угол атаки больше, чем упомянутое опорное значение, определяют модифицированную величину ΔК2 коэффициента усиления с учетом упомянутого фактического числа Маха и упомянутого фактического угла атаки, причем упомянутой модифицированной величиной ΔК2 коэффициента усиления заменяют упомянутую величину К2 коэффициента усиления в вычислении упомянутой команды управления на упомянутом этапе с).
a) учитывается регулируемый коэффициент NZc перегрузки;
b) оценивается коэффициент NZcg перегрузки, применимый к летательному аппарату;
c) вычисляется команда управления путем учета, по меньшей мере, следующего основного выражения:
K1·NZc+K2·NZcg,
где К1 и К2 являются двумя заданными величинами коэффициентов
усиления; и
d) данная команда управления передается в средство (5) отклонения, по меньшей мере, одного руля (7) летательного аппарата, причем упомянутое отклоняющее средство (5) формирует команду отклонения, характерную для упомянутой команды управления, и передает ее, по меньшей мере, в один привод (9) упомянутого руля (7),
причем перед упомянутым этапом с) дополнительно автоматически и с периодическим повторением выполняют следующую серию последовательных этапов:
определения фактического числа Маха летательного аппарата;
определения фактического угла атаки летательного аппарата;
сравнение упомянутого фактического угла атаки с опорным значением угла атаки; причем
если упомянутый фактический угол атаки больше, чем упомянутое опорное значение, определяют модифицированную величину ΔК2 коэффициента усиления с учетом упомянутого фактического числа Маха и упомянутого фактического угла атаки, причем упомянутой модифицированной величиной ΔК2 коэффициента усиления заменяют упомянутую величину К2 коэффициента усиления в вычислении упомянутой команды управления на упомянутом этапе с).
2. Способ по п.1, в котором упомянутое опорное значение угла атаки определяют с учетом упомянутого фактического числа Маха.
3. Способ по п.1, в котором дополнительно:
оценивают угловую скорость q тангажа, применимую к летательному аппарату;
оценивают интегральное значение INZ коэффициента перегрузки, применимого к летательному аппарату; и
на этапе с) упомянутую команду управления вычисляют путем учета в упомянутом основном выражении следующего вспомогательного выражения:
K3·q+K4·INZ,
где К3 и К4 являются двумя заданными величинами коэффициентов усиления.
оценивают угловую скорость q тангажа, применимую к летательному аппарату;
оценивают интегральное значение INZ коэффициента перегрузки, применимого к летательному аппарату; и
на этапе с) упомянутую команду управления вычисляют путем учета в упомянутом основном выражении следующего вспомогательного выражения:
K3·q+K4·INZ,
где К3 и К4 являются двумя заданными величинами коэффициентов усиления.
4. Способ по п.3, в котором упомянутая модифицированная величина ΔК2 коэффициента усиления удовлетворяет следующему выражению:
ΔK2=[m·g·K5·(α-α0)]/[S·Pdyn·Czα],
в котором
m означает массу летательного аппарата;
g означает ускорение силы тяжести;
К5 и Czα являются двумя переменными параметрами, зависящими от фактического числа Маха;
α означает упомянутый фактический угол атаки;
α0 означает упомянутый опорный угол атаки;
S означает расчетную площадь крыла летательного аппарата; и
Pdyn означает динамическое давление.
ΔK2=[m·g·K5·(α-α0)]/[S·Pdyn·Czα],
в котором
m означает массу летательного аппарата;
g означает ускорение силы тяжести;
К5 и Czα являются двумя переменными параметрами, зависящими от фактического числа Маха;
α означает упомянутый фактический угол атаки;
α0 означает упомянутый опорный угол атаки;
S означает расчетную площадь крыла летательного аппарата; и
Pdyn означает динамическое давление.
5. Устройство для управления летательным аппаратом по тангажу, при этом упомянутое устройство (1) содержит:
средство (4) для получения регулируемого коэффициента NZc перегрузки;
средство (11) для оценки коэффициента NZcg перегрузки, применимого к летательному аппарату; и
вычислительное средство (12) для вычисления команды управления путем учета, по меньшей мере, следующего основного выражения: K1·NZc+K2·NZcg,
где К1 и К2 являются двумя заданными величинами коэффициентов усиления,
причем данная команда управления передается в средство (5) отклонения, по меньшей мере, одного руля (7) летательного аппарата, причем упомянутое отклоняющее средство (5) формирует команду отклонения, характерную для упомянутой команды управления, и передает ее в, по меньшей мере, один привод (9) упомянутого руля (7),
при этом данное устройство дополнительно содержит:
средство (13) для определения фактического числа Маха летательного аппарата;
средство (14) для определения фактического угла атаки летательного аппарата;
средство (15) для сравнения упомянутого фактического угла атаки с опорным значением угла атаки; и
средство (16) для определения модифицированной величины ΔК2 коэффициента усиления с учетом упомянутого фактического числа Маха и упомянутого фактического угла атаки, если упомянутый фактический угол атаки больше, чем упомянутое опорное значение, при этом упомянутая модифицированная величина ΔК2 коэффициента усиления заменяет упомянутую величину К2 коэффициента усиления в вычислении упомянутой команды управления, выполняемом упомянутым вычислительным средством (12).
средство (4) для получения регулируемого коэффициента NZc перегрузки;
средство (11) для оценки коэффициента NZcg перегрузки, применимого к летательному аппарату; и
вычислительное средство (12) для вычисления команды управления путем учета, по меньшей мере, следующего основного выражения: K1·NZc+K2·NZcg,
где К1 и К2 являются двумя заданными величинами коэффициентов усиления,
причем данная команда управления передается в средство (5) отклонения, по меньшей мере, одного руля (7) летательного аппарата, причем упомянутое отклоняющее средство (5) формирует команду отклонения, характерную для упомянутой команды управления, и передает ее в, по меньшей мере, один привод (9) упомянутого руля (7),
при этом данное устройство дополнительно содержит:
средство (13) для определения фактического числа Маха летательного аппарата;
средство (14) для определения фактического угла атаки летательного аппарата;
средство (15) для сравнения упомянутого фактического угла атаки с опорным значением угла атаки; и
средство (16) для определения модифицированной величины ΔК2 коэффициента усиления с учетом упомянутого фактического числа Маха и упомянутого фактического угла атаки, если упомянутый фактический угол атаки больше, чем упомянутое опорное значение, при этом упомянутая модифицированная величина ΔК2 коэффициента усиления заменяет упомянутую величину К2 коэффициента усиления в вычислении упомянутой команды управления, выполняемом упомянутым вычислительным средством (12).
6. Устройство по п.5, при этом упомянутое устройство (1) дополнительно содержит:
средство (28) для оценки угловой скорости тангажа q, применимой к летательному аппарату; и
средство (29) для оценки интегрального значения INZ коэффициента перегрузки, применимого к летательному аппарату; и
упомянутое вычислительное средство (12) сформировано так, чтобы вычислять упомянутую команду управления путем учета в упомянутом основном выражении следующего вспомогательного выражения:
K3·q+K4·INZ,
где К3 и К4 являются двумя заданными величинами коэффициентов усиления.
средство (28) для оценки угловой скорости тангажа q, применимой к летательному аппарату; и
средство (29) для оценки интегрального значения INZ коэффициента перегрузки, применимого к летательному аппарату; и
упомянутое вычислительное средство (12) сформировано так, чтобы вычислять упомянутую команду управления путем учета в упомянутом основном выражении следующего вспомогательного выражения:
K3·q+K4·INZ,
где К3 и К4 являются двумя заданными величинами коэффициентов усиления.
7. Система для управления летательным аппаратом, содержащая:
средство (3) для формирования регулируемого коэффициента перегрузки;
устройство (1) управления по п.5 для формирования команды управления с помощью упомянутого регулируемого коэффициента перегрузки; и
средство (5) отклонения, которое формирует команду отклонения, по меньшей мере, одного руля (7) летательного аппарата с помощью упомянутой команды управления и которое передает данную команду отклонения по меньшей мере, в один привод (9) упомянутого руля (7).
средство (3) для формирования регулируемого коэффициента перегрузки;
устройство (1) управления по п.5 для формирования команды управления с помощью упомянутого регулируемого коэффициента перегрузки; и
средство (5) отклонения, которое формирует команду отклонения, по меньшей мере, одного руля (7) летательного аппарата с помощью упомянутой команды управления и которое передает данную команду отклонения по меньшей мере, в один привод (9) упомянутого руля (7).
8. Система по п.7, в которой упомянутое средство (3) для формирования регулируемого коэффициента перегрузки содержит автопилот (18).
9. Система по 7, в которой упомянутое средство (3) для формирования регулируемого коэффициента перегрузки содержит устройство (19) ручки управления.
10. Система по 7, в которой упомянутое устройство (1) управления встроено в автопилот.
11. Летательный аппарат содержит устройство (1) для реализации способа по п.1.
12. Летательный аппарат содержит устройство (1) по п.5.
13. Летательный аппарат содержит систему (1) по п.7.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0501122A FR2881849B1 (fr) | 2005-02-04 | 2005-02-04 | Procede et dispositif de pilotage d'un avion en tangage |
| FR05/01,122 | 2005-02-04 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2351974C1 true RU2351974C1 (ru) | 2009-04-10 |
Family
ID=35240888
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007133106/28A RU2351974C1 (ru) | 2005-02-04 | 2006-01-31 | Способ и устройство для управления летательным аппаратом по тангажу |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7720578B2 (ru) |
| EP (1) | EP1844376B1 (ru) |
| JP (1) | JP2008528380A (ru) |
| CN (1) | CN100555143C (ru) |
| AT (1) | ATE416409T1 (ru) |
| BR (1) | BRPI0606556A2 (ru) |
| CA (1) | CA2591965C (ru) |
| DE (1) | DE602006004002D1 (ru) |
| FR (1) | FR2881849B1 (ru) |
| RU (1) | RU2351974C1 (ru) |
| WO (1) | WO2006082305A2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2445671C2 (ru) * | 2010-02-25 | 2012-03-20 | Московский государственный университет приборостроения и информатики | Система адаптивного управления самолетом по углу тангажа |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102141468B (zh) * | 2010-12-20 | 2013-05-01 | 中国商用飞机有限责任公司 | 一种二自由度操纵杆驱动试验装置及其控制方法 |
| US9475572B2 (en) * | 2011-03-31 | 2016-10-25 | Bae Systems Plc | Propeller operation |
| FR2986065B1 (fr) * | 2012-01-23 | 2015-04-17 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif d'affichage d'informations d'assiette sur un avion lors d'un decollage. |
| FR3002334B1 (fr) | 2013-02-19 | 2016-07-15 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif d'estimation d'un moment de tangage non desire d'un avion, et applications au controle du tangage de l'avion. |
| FR3018912B1 (fr) * | 2014-03-18 | 2017-11-24 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif d'estimation automatique de parametres lies a un vol d'un aeronef. |
| CN105468008B (zh) * | 2015-12-12 | 2018-03-02 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机迎角保护控制方法 |
| CN105947186B (zh) * | 2016-05-31 | 2018-08-24 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种中性速度稳定性补偿控制方法 |
| FR3057370B1 (fr) * | 2016-10-11 | 2019-08-23 | Airbus Operations | Procede et systeme de commande de vol d'un aeronef. |
| CN108196583B (zh) * | 2017-08-21 | 2020-09-01 | 中国人民解放军陆军工程大学 | 无人机集群控制方法 |
| CN109460048B (zh) * | 2018-11-02 | 2021-10-15 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种轨迹不稳定性控制方法 |
| US11029706B2 (en) * | 2018-12-07 | 2021-06-08 | The Boeing Company | Flight control system for determining a fault based on error between a measured and an estimated angle of attack |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE1288437B (de) * | 1960-12-12 | 1969-01-30 | North American Aviation Inc | Daempfungsregler zum Stabilisieren der Drehbewegung eines Luftfahrzeuges um die Nick-, Roll- und Gierachse |
| DE2162349B2 (de) * | 1971-12-16 | 1973-09-27 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen | Aufbäumregler, insbesondere für Flugzeuge |
| US3963197A (en) * | 1971-12-16 | 1976-06-15 | Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gmbh | Control device for avoiding the pitching up of missiles or aircraft |
| DE2617319C2 (de) * | 1976-04-21 | 1983-11-10 | Bodenseewerk Gerätetechnik GmbH, 7770 Überlingen | Stabilisierungssystem für Flugzeuge |
| JPS61196896A (ja) * | 1985-02-27 | 1986-09-01 | 日本電気株式会社 | 航空機自動操縦装置 |
| JP2998959B2 (ja) * | 1986-03-06 | 2000-01-17 | 防衛庁 技術研究本部長 | 航空機の飛行制御装置 |
| EP0436231B1 (en) * | 1989-12-30 | 1996-03-06 | Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha | Pitch control apparatus for variable pitch propeller |
| FR2661149B1 (fr) * | 1990-04-24 | 1992-08-14 | Aerospatiale | Systeme pour le pilotage d'un avion en tangage. |
| JPH05170184A (ja) * | 1991-12-24 | 1993-07-09 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 飛行制御方法 |
| US6913228B2 (en) * | 2003-09-04 | 2005-07-05 | Supersonic Aerospace International, Llc | Aircraft with active center of gravity control |
| US20050242234A1 (en) * | 2004-04-29 | 2005-11-03 | The Boeing Company | Lifters, methods of flight control and maneuver load alleviation |
| US8090485B2 (en) * | 2007-11-27 | 2012-01-03 | Embraer S.A. | Low-frequency flight control system oscillatory faults prevention via horizontal and vertical tail load monitors |
-
2005
- 2005-02-04 FR FR0501122A patent/FR2881849B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2006
- 2006-01-31 CA CA2591965A patent/CA2591965C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2006-01-31 DE DE602006004002T patent/DE602006004002D1/de active Active
- 2006-01-31 RU RU2007133106/28A patent/RU2351974C1/ru not_active IP Right Cessation
- 2006-01-31 US US11/722,673 patent/US7720578B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-01-31 WO PCT/FR2006/000209 patent/WO2006082305A2/fr active Application Filing
- 2006-01-31 AT AT06709204T patent/ATE416409T1/de not_active IP Right Cessation
- 2006-01-31 EP EP06709204A patent/EP1844376B1/fr not_active Not-in-force
- 2006-01-31 BR BRPI0606556-2A patent/BRPI0606556A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2006-01-31 JP JP2007553645A patent/JP2008528380A/ja active Pending
- 2006-01-31 CN CNB2006800038572A patent/CN100555143C/zh not_active Expired - Fee Related
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов. Под ред. Г.С.Бюшгенса. - М.: Наука. Физматлит, 1998, с.443. * |
| Лебедев А.А., Чернобровкин Л.С. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1973, с.486. Михалев И.А. и др. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987 г., с.174. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2445671C2 (ru) * | 2010-02-25 | 2012-03-20 | Московский государственный университет приборостроения и информатики | Система адаптивного управления самолетом по углу тангажа |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| BRPI0606556A2 (pt) | 2009-06-30 |
| FR2881849A1 (fr) | 2006-08-11 |
| FR2881849B1 (fr) | 2007-04-06 |
| CN100555143C (zh) | 2009-10-28 |
| EP1844376A2 (fr) | 2007-10-17 |
| DE602006004002D1 (de) | 2009-01-15 |
| WO2006082305A2 (fr) | 2006-08-10 |
| ATE416409T1 (de) | 2008-12-15 |
| JP2008528380A (ja) | 2008-07-31 |
| CN101167027A (zh) | 2008-04-23 |
| US20090125165A1 (en) | 2009-05-14 |
| CA2591965A1 (fr) | 2006-08-10 |
| WO2006082305A3 (fr) | 2008-01-10 |
| CA2591965C (fr) | 2013-10-29 |
| EP1844376B1 (fr) | 2008-12-03 |
| US7720578B2 (en) | 2010-05-18 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2351974C1 (ru) | Способ и устройство для управления летательным аппаратом по тангажу | |
| EP2224306B1 (en) | Automatic pilot pitch angle compensation | |
| KR101358329B1 (ko) | 차선 추종 제어 시스템 및 그 제어 방법 | |
| CN110456821B (zh) | 基于动态触发机制的飞行器轨迹最优控制方法和系统 | |
| EP2974955B1 (en) | Closed loop control of aircraft control surfaces | |
| CN109062241B (zh) | 基于线性伪谱模型预测控制的自主全射向再入制导方法 | |
| US8131405B2 (en) | Method and apparatuses for controlling high wing loaded parafoils | |
| CN112180965A (zh) | 一种高精度过载控制方法 | |
| US10969796B2 (en) | Autopilot nonlinear compensation | |
| Yu et al. | Analytical entry guidance based on pseudo-aerodynamic profiles | |
| CN110377034A (zh) | 一种基于蜻蜓算法优化的水面船轨迹跟踪全局鲁棒滑模控制方法 | |
| KR20200025890A (ko) | 항공기 세로축 안정성 및 비행성 충족을 위한 파라미터 최적화 방법 | |
| JP4617990B2 (ja) | 自動飛行制御装置、自動飛行制御方法及び自動飛行制御プログラム | |
| US20030060939A1 (en) | Method and computer program product for estimating at least one state of a dynamic system | |
| CN108803641B (zh) | 飞行控制方法及飞行器 | |
| KR101408067B1 (ko) | 항공기 장착 전자광학장비의 좌표지향성능 향상 방법 | |
| CN104460678B (zh) | 一种基于Sigmoid型非线性滑模函数的航天器姿态控制方法 | |
| CN108023531B (zh) | 一种用于闭环位置伺服的可测量速度扰动的补偿方法 | |
| Yu et al. | Omnidirectional autonomous entry guidance based on 3-D analytical glide formulas | |
| KR20200075506A (ko) | 선수각 제어 방법 | |
| JP2008143398A (ja) | 飛翔体制御システムおよび飛翔体の飛行制御方法 | |
| KR101846019B1 (ko) | 비행체 위치 산출 장치 및 방법 | |
| RU2323464C2 (ru) | Способ и устройство управления ориентируемой ракетой посредством привода, следящего за ориентацией траектории | |
| CN110209197B (zh) | 一种飞行器控制系统设计方法 | |
| CN106681350A (zh) | 一种飞行器系统的配平方法和装置 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20120221 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20210201 |