RU2446429C1 - Способ автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата - Google Patents
Способ автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2446429C1 RU2446429C1 RU2010140717/08A RU2010140717A RU2446429C1 RU 2446429 C1 RU2446429 C1 RU 2446429C1 RU 2010140717/08 A RU2010140717/08 A RU 2010140717/08A RU 2010140717 A RU2010140717 A RU 2010140717A RU 2446429 C1 RU2446429 C1 RU 2446429C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- signal
- attack
- control
- speed
- control signal
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к способам автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата, в частности к способам управления продольным движением. Технический результат заключается в ограничении предельных значений угла атаки, угловой скорости и углового ускорения тангажа, а также в обеспечении требуемых характеристик управляемости во всем диапазоне изменения управляющего сигнала. Способ предусматривает использование астатического автомата продольного управления, формирование ограничения заданного значения нормальной перегрузки как минимального из значений, соответствующих максимальному углу атаки и максимальной угловой скорости тангажа, зависящих от высоты и скорости полета, формирование ограничения рассогласования между ограниченным заданным и текущим значениями нормальной перегрузки, зависящими от высоты и скорости полета, динамическое ограничение суммарного управляющего сигнала астатического автомата продольного управления и дополнительное суммирование его с демпфирующим сигналом угловой скорости тангажа. Способ позволяет обеспечить ограничение предельных значений угла атаки, угловой скорости и углового ускорения тангажа, а также требуемые характеристики управляемости во всем диапазоне изменения управляющего сигнала. 1 ил.
Description
Заявляемое изобретение относится к способам автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата, в частности к способам управления продольным движением высокоманевренного летательного аппарата.
Известны способы автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата. Подобные способы описаны, например, в патенте RU 2310899, G05D 1/08, опубл. 20.11.2007, книгах: Оболенский Ю.Г. Управление полетом маневренных самолетов. - М.: Воениздат, филиал, 2007, с.248-260; Михалев И.А. и др. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987, с.186.
К недостаткам известных способов автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата следует отнести тот факт, что применительно к высокоманевренным летательным аппаратам, к которым предъявляются достаточно высокие требования по точности управления, они не обеспечивают ограничения предельных значений угла атаки, угловой скорости и углового ускорения тангажа, а также требуемых характеристик управляемости во всем диапазоне изменения управляющего сигнала. Последний недостаток связан с тем, что, при использовании известных способов, в случае больших управляющих воздействий исполнительный привод объекта управления выходит на предельные значения, и происходит размыкание цепей по сигналам обратных связей.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому является способ автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата, реализованный в системе автоматического управления, представленной в книге Михалева И.А. и др. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987, с.186. Однако данному способу присущи недостатки, описанные выше.
Целью настоящего изобретения является ограничение предельных значений угла атаки, угловой скорости и углового ускорения тангажа, а также обеспечение требуемых характеристик управляемости во всем диапазоне изменения управляющего сигнала.
Поставленная цель достигается за счет того, что согласно предлагаемому способу автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата, предусматривающего использование астатического автомата продольного управления, формируют ограничение заданного значения нормальной перегрузки как минимальное из значений, соответствующих максимальному углу атаки и максимальной угловой скорости тангажа, зависящих от высоты и скорости полета, формируют ограничение рассогласования между ограниченным заданным и текущим значениями нормальной перегрузки, зависящими от высоты и скорости полета, динамически ограничивают суммарный управляющий сигнал астатического автомата продольного управления и дополнительно суммируют его с демпфирующим сигналом угловой скорости тангажа.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена блок-схема системы, реализующей заявляемый способ автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата.
Данная система содержит вычислитель 1 заданных траекторных значений перегрузки, датчик 2 нормальной перегрузки, датчик 3 угловой скорости тангажа, первый управляемый ограничитель 4, первый сумматор 5, второй управляемый ограничитель 6, интегрирующее устройство 7, второй, третий, четвертый и пятый сумматоры 8, 9, 10 и 11, динамический ограничитель 12, исполнительный привод 13, изодромный фильтр 14, бесплатформенную инерциальную систему (БИНС) 15, первый, второй и третий функциональные блоки 16, 17 и 18 и схему 19 «минимум».
При автоматическом управлении полетом высокоманевренного летательного аппарата на выходе вычислителя 1 заданных траекторных значений перегрузки формируют сигнал, соответствующий необходимому изменению пространственного положения летательного аппарата. Изменение пространственного положения сопровождается изменением нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа, которые фиксируются датчиками 2 и 3 нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа. Сигнал с выхода вычислителя 1 заданных траекторных значений перегрузки подают через первый управляемый ограничитель 4 на второй вход первого сумматора 5. Отметим, что с помощью данного управляемого ограничителя 4 осуществляют ограничение предельных значений угла атаки и угловой скорости тангажа. На первый вход первого сумматора 5 подают сигнал с датчика 2 нормальной перегрузки. Сигнал рассогласования между текущим и заданным значениями нормальной перегрузки с выхода первого сумматора 5 через второй управляемый ограничитель 6, осуществляющий ограничение предельных значений углового ускорения тангажа, подают на первый вход интегрирующего устройства 7, осуществляющего астатическое управление нормальной перегрузкой. Сигнал с выхода интегрирующего устройства 7 подают на второй вход второго сумматора 8, на первый вход которого подают сигнал обратной связи с датчика 2 нормальной перегрузки. Сигнал с выхода второго сумматора 8 подают на второй вход третьего сумматора 9, на первый вход которого поступает демпфирующий сигнал с датчика 3 угловой скорости тангажа.
Для повышения устойчивости в системе используют изодромный фильтр 14, на вход которого подают сигнал с датчика 3 угловой скорости тангажа, а сигнал с его выхода подают на первый вход четвертого сумматора 10.
Для обеспечения удовлетворительных характеристик управляемости при больших управляющих воздействиях осуществляют защиту исполнительного привода 13 объекта управления от выхода на предельные значения, приводящие к размыканию системы по сигналам обратных связей, что является причиной ухудшения характеристик управляемости. Чтобы этого не происходило, в систему введен динамический ограничитель 12, на вход которого подают сигнал с выхода четвертого сумматора 10, а сигнал с его выхода подают на второй вход интегрирующего устройства 7. Если уровень управляющего сигнала на выходе четвертого сумматора 10 по абсолютной величине больше предельного, на выходе интегрирующего устройства 7 формируют сигнал, при котором сумма всех сигналов сумматора 10 равнялась бы этому предельному значению. Сигнал с выхода четвертого сумматора 10 подают на первый вход пятого сумматора 11, на втором входе которого всегда присутствует демпфирующий сигнал датчика 3 угловой скорости тангажа. Так как знаки данных сигналов противоположны, исполнительный привод 13 объекта управления, на вход которого поступает сигнал с выхода пятого сумматора 11, никогда не выходит на предельные значения.
Система также снабжена БИНС 15, выход которой по сигналу скорости подключен к первым, а выход по сигналу высоты - к вторым входам функциональных блоков 16, 17 и 18, при этом на выходах первого и второго функциональных блоков 16 и 17 формируют сигналы максимального значения перегрузок, соответствующие максимально допустимому значению угла атаки и максимально допустимому значению угловой скорости тангажа соответственно. Отметим, что данные максимальные значения перегрузок зависят от высоты и скорости полета. На выходе третьего функционального блока 18 формируют сигнал, равный величине ограничения сигнала рассогласования между текущим и заданным значениями перегрузки. Сформированный сигнал, зависящий от величин скорости и высоты полета, с выхода третьего функционального блока 18 подают на второй вход второго ограничителя 6, изменяют величину данного ограничения и, тем самым, ограничивают максимальную величину углового ускорения.
Кроме того, в системе предусмотрена схема 19 «минимум», на первый вход которой подают сигнал с выхода первого функционального блока 16, а на второй вход - сигнал с выхода второго функционального блока 17.
Сигнал, соответствующий минимальному из двух максимальных значений заданной перегрузки, с выхода схемы 19 «минимум» подают на второй вход первого управляемого ограничителя 4, осуществляя ограничение заданных значений перегрузки, при этом ограничивая максимальный угол атаки либо угловую скорость тангажа объекта управления.
Для реализации заявленного способа автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата не требуется специального оборудования. Способ может быть реализован с использованием стандартных датчиков угловых скоростей и нормальной перегрузки. Функции вычислителей системы и БИНС могут быть реализованы с помощью БЦВМ.
Как показали результаты моделирования способа автоматического управления с использованием предлагаемого технического решения, обеспечивается возможность ограничения предельных значений угла атаки, угловой скорости и углового ускорения тангажа, а также обеспечиваются требуемые характеристики управляемости во всем диапазоне изменения управляющего сигнала.
Таким образом, предлагаемый способ реализуем и применим, в частности, для высокоточного высокоманевренного объекта управления.
В настоящее время изготавливаются первые образцы системы, реализующей заявляемый способ.
Claims (1)
- Способ автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата, предусматривающий использование астатического автомата продольного управления, отличающийся тем, что формируют ограничение заданного значения нормальной перегрузки как минимальное из значений, соответствующих максимальному углу атаки и максимальной угловой скорости тангажа, зависящих от высоты и скорости полета, формируют ограничение рассогласования между ограниченным заданным и текущим значениями нормальной перегрузки, зависящими от высоты и скорости полета, динамически ограничивают суммарный управляющий сигнал астатического автомата продольного управления и дополнительно суммируют его с демпфирующим сигналом угловой скорости тангажа.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010140717/08A RU2446429C1 (ru) | 2010-10-06 | 2010-10-06 | Способ автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010140717/08A RU2446429C1 (ru) | 2010-10-06 | 2010-10-06 | Способ автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2446429C1 true RU2446429C1 (ru) | 2012-03-27 |
Family
ID=46030957
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010140717/08A RU2446429C1 (ru) | 2010-10-06 | 2010-10-06 | Способ автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2446429C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN108494292A (zh) * | 2018-05-02 | 2018-09-04 | 深圳市道通智能航空技术有限公司 | 电机控制方法和装置 |
Citations (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1239936A (en) * | 1967-07-18 | 1971-07-21 | Textron Inc | Aircraft stability and control augmentation system |
US5001646A (en) * | 1988-12-19 | 1991-03-19 | Mcdonnell Douglas Corporation | Automated helicopter flight control system |
RU2025413C1 (ru) * | 1991-12-09 | 1994-12-30 | Парфеев Михаил Порфирьевич | Система управления продольным движением самолета |
SU1830843A1 (ru) * | 1984-07-09 | 1996-01-27 | Центральный аэрогидродинамический институт им.Н.Е.Жуковского | Способ управления продольным движением самолета схемы "утка" с крылом обратной стреловидности и устройство для осуществления способа |
RU93047514A (ru) * | 1993-10-12 | 1996-11-20 | С.П. Круглов | Адаптивный автомат продольного управления пилотируемого самолета |
US6729579B1 (en) * | 1998-08-04 | 2004-05-04 | Eads Deutschland Gmbh | Flight control device for improving the longitudinal stability of an automatically controlled airplane and method of operating same |
RU2310899C1 (ru) * | 2006-05-25 | 2007-11-20 | Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Способ формирования сигнала управления и стабилизации продольно-балансировочного движения летательного аппарата и устройство для его осуществления |
RU2339989C1 (ru) * | 2007-04-04 | 2008-11-27 | Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева | Автомат продольного управления |
RU2340510C1 (ru) * | 2007-05-10 | 2008-12-10 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") | Система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета |
RU2344460C1 (ru) * | 2007-04-04 | 2009-01-20 | Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева | Способ продольного управления самолетом |
RU2372250C1 (ru) * | 2008-03-03 | 2009-11-10 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") | Способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета |
RU2373111C1 (ru) * | 2008-04-28 | 2009-11-20 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") | Способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета |
RU2385823C1 (ru) * | 2009-02-09 | 2010-04-10 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") | Способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета |
RU2387578C1 (ru) * | 2009-02-09 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") | Система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета |
-
2010
- 2010-10-06 RU RU2010140717/08A patent/RU2446429C1/ru active
Patent Citations (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1239936A (en) * | 1967-07-18 | 1971-07-21 | Textron Inc | Aircraft stability and control augmentation system |
SU1830843A1 (ru) * | 1984-07-09 | 1996-01-27 | Центральный аэрогидродинамический институт им.Н.Е.Жуковского | Способ управления продольным движением самолета схемы "утка" с крылом обратной стреловидности и устройство для осуществления способа |
US5001646A (en) * | 1988-12-19 | 1991-03-19 | Mcdonnell Douglas Corporation | Automated helicopter flight control system |
RU2025413C1 (ru) * | 1991-12-09 | 1994-12-30 | Парфеев Михаил Порфирьевич | Система управления продольным движением самолета |
RU93047514A (ru) * | 1993-10-12 | 1996-11-20 | С.П. Круглов | Адаптивный автомат продольного управления пилотируемого самолета |
US6729579B1 (en) * | 1998-08-04 | 2004-05-04 | Eads Deutschland Gmbh | Flight control device for improving the longitudinal stability of an automatically controlled airplane and method of operating same |
RU2310899C1 (ru) * | 2006-05-25 | 2007-11-20 | Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Способ формирования сигнала управления и стабилизации продольно-балансировочного движения летательного аппарата и устройство для его осуществления |
RU2339989C1 (ru) * | 2007-04-04 | 2008-11-27 | Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева | Автомат продольного управления |
RU2344460C1 (ru) * | 2007-04-04 | 2009-01-20 | Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева | Способ продольного управления самолетом |
RU2340510C1 (ru) * | 2007-05-10 | 2008-12-10 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") | Система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета |
RU2372250C1 (ru) * | 2008-03-03 | 2009-11-10 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") | Способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета |
RU2373111C1 (ru) * | 2008-04-28 | 2009-11-20 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") | Способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета |
RU2385823C1 (ru) * | 2009-02-09 | 2010-04-10 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") | Способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета |
RU2387578C1 (ru) * | 2009-02-09 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") | Система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
МИХАЛЕВ И.А. Системы автоматического управления полетом. - М.: Машиностроение, 1987, с.186. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN108494292A (zh) * | 2018-05-02 | 2018-09-04 | 深圳市道通智能航空技术有限公司 | 电机控制方法和装置 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Wang et al. | Integrated guidance and control for hypersonic vehicles in dive phase with multiple constraints | |
CN111324142B (zh) | 一种导弹驾驶仪扰动补偿控制方法 | |
IL173570A (en) | System and method for controlling an angle-of attack of a moving body including an autopilot | |
Yamasaki et al. | Sliding mode-based intercept guidance with uncertainty and disturbance compensation | |
US20180088594A1 (en) | Method for stabilizing mission equipment using unmanned aerial vehicle command and posture information | |
CN109426150A (zh) | 基于扩张状态观测器的负载模拟器反步控制方法 | |
CN111061286A (zh) | 一种滤波微分提供阻尼实现飞行器侧向过载控制的方法 | |
RU2446429C1 (ru) | Способ автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата | |
RU2459230C2 (ru) | Система автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата | |
RU2387578C1 (ru) | Система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета | |
Elsayed et al. | Design of longitudinal motion controller of a small unmanned aerial vehicle | |
RU2385823C1 (ru) | Способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета | |
RU186492U1 (ru) | Система угловой стабилизации | |
RU2460113C1 (ru) | Способ формирования интегрального адаптивного сигнала стабилизации планирующего движения беспилотного летательного аппарата и устройство для его осуществления | |
Lyu et al. | Two-dimensional continuous terminal interception guidance law with predefined convergence performance | |
RU2372250C1 (ru) | Способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета | |
RU2373111C1 (ru) | Способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета | |
RU2647405C1 (ru) | Адаптивная система с эталонной моделью для управления летательным аппаратом | |
Faruqi et al. | Mathematical models for a missile autopilot design | |
RU2385263C1 (ru) | Система автоматического управления угловым положением вертолета | |
RU2309446C1 (ru) | Способ управления двухканальной вращающейся ракетой и система управления для его реализации | |
RU2454693C1 (ru) | Способ формирования директорного управления по эталонным сигналам модели объекта | |
RU2369524C1 (ru) | Система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета | |
Tran et al. | Steering and diving control of a small-sized AUV | |
EP2579118B1 (en) | Aircraft guidance method and system |