RU2459744C1 - Method of generating integral signal of drone gliding stabilisation and device to this end - Google Patents
Method of generating integral signal of drone gliding stabilisation and device to this end Download PDFInfo
- Publication number
- RU2459744C1 RU2459744C1 RU2011107867/11A RU2011107867A RU2459744C1 RU 2459744 C1 RU2459744 C1 RU 2459744C1 RU 2011107867/11 A RU2011107867/11 A RU 2011107867/11A RU 2011107867 A RU2011107867 A RU 2011107867A RU 2459744 C1 RU2459744 C1 RU 2459744C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- signal
- output
- input
- integral component
- control
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления беспилотными летательными аппаратами (ЛА).The invention relates to airborne systems for automatic control of unmanned aerial vehicles (LA).
В качестве известных решений следует отметить традиционное применение интегрирующих звеньев для достижения астатизма в системах автоматического управления летательными аппаратами (САУ ЛА) [1]. Основу известного устройства составляет наличие интегрирующего звена. В замкнутом контуре регулирования обеспечивается при этом сведение к нулю сигнала на входе интегрирующего звена. Так, при регулировании с интегральным законом по рассогласованию достигается астатизм 1-го порядка.As well-known solutions, it should be noted the traditional use of integrating links to achieve astatism in automatic control systems of aircraft (ACS LA) [1]. The basis of the known device is the presence of an integrating unit. In a closed control loop, the signal at the input of the integrating link is reduced to zero. So, when regulated with an integral law by mismatch, astatism of the first order is achieved.
Недостаток известных решений для систем автоматического регулирования с существенно переменными задающими воздействиями состоит в том, что при изменении сигналов задающего воздействия на этапах перекладки по полярности или при периодических воздействиях на выходе интегрирующего звена и системы в целом создается затягивание процесса по отработке измененного сигнала воздействия, что сужает положительные свойства астатического регулирования, ухудшая характеристики системы автоматического управления по точности и быстродействию.A disadvantage of the known solutions for automatic control systems with substantially variable driving actions is that when the driving signals are changed at the polarity shifting stages or during periodic actions at the output of the integrating link and the system as a whole, the process is delayed by working out the changed exposure signal, which narrows positive properties of astatic regulation, worsening the characteristics of the automatic control system for accuracy and speed.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является способ формирования сигнала стабилизации ЛА, включающий задание сигнала управления, измерение сигналов углового положения и угловой скорости ЛА, формирование сигнала рассогласования между заданным сигналом управления и измеренным сигналом углового положения, усиление сигналов рассогласования и угловой скорости, формирование сигнала суммы усиленных сигналов рассогласования и угловой скорости, формирование сигнала интегральной компоненты, масштабирование сигнала интегральной компоненты, ограничение масштабированного сигнала интегральной компоненты и суммирование сигнала суммы усиленных сигналов рассогласования и угловой скорости с ограниченным масштабированным сигналом интегральной компоненты [2].Closest to the proposed invention is a method of generating a stabilization signal for an aircraft, including setting a control signal, measuring signals of the angular position and angular velocity of the aircraft, generating a mismatch signal between a given control signal and a measured signal of angular position, amplifying the mismatch signals and angular velocity, generating a signal of the sum of amplified mismatch signals and angular velocity, signal formation of the integral component, scaling of the signal of the integral components, limiting the scaled signal of the integral component and summing the signal to the sum of the amplified error signals and angular velocity with a limited scaled signal of the integral component [2].
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является устройство формирования сигнала управления ЛА, имеющее датчик угла, датчик угловой скорости, последовательно соединенные задатчик сигнала управления, блок сравнения, второй вход которого соединен с выходом датчика угла, суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости, и сумматор, и последовательно соединенные интегрирующий усилитель и первый ограничитель сигнала, выход которого соединен со вторым входом сумматора [2].Closest to the proposed invention is a device for generating an aircraft control signal having an angle sensor, an angular velocity sensor, serially connected control signal adjuster, a comparison unit, the second input of which is connected to the output of the angle sensor, a summing amplifier, the second input of which is connected to the output of the angular velocity sensor , and the adder, and a series-connected integrating amplifier and a first signal limiter, the output of which is connected to the second input of the adder [2].
Недостатками известных способа и устройства являются ограниченность функциональных возможностей управления и невысокая точность при наличии возмущений, действующих на ЛА, например ветровых порывов, приводящих к неустойчивости планирующего движения.The disadvantages of the known method and device are the limited functionality of the control and low accuracy in the presence of disturbances acting on the aircraft, such as wind gusts, leading to instability of the planning movement.
Технической задачей, решаемой в предлагаемых способе и устройстве, является расширение функциональных возможностей и повышение точности управления.The technical problem to be solved in the proposed method and device is to expand the functionality and improve the accuracy of control.
Для решения названной технической задачи в способе формирования интегрального сигнала стабилизации планирующего движения ЛА, включающем задание сигнала управления, измерение сигналов углового положения и угловой скорости ЛА, формирование сигнала рассогласования между заданным сигналом управления и измеренным сигналом углового положения, усиление сигналов рассогласования и угловой скорости, формирование сигнала суммы усиленных сигналов рассогласования и угловой скорости, формирование сигнала интегральной компоненты, масштабирование сигнала интегральной компоненты, ограничение масштабированного сигнала интегральной компоненты и суммирование сигнала суммы усиленных сигналов рассогласования и угловой скорости с ограниченным масштабированным сигналом интегральной компоненты, дополнительно задают опорный сигнал, формируют сигнал модульной функции сигнала интегральной компоненты, формируют сигнал логического управления отличным от нуля при превышении сигнала модульной функции над заданным опорным сигналом и при одинаковых по знаку сигналов рассогласования и интегральной компоненты, и равным нулю при сигнале модульной функции меньшей или равной заданному опорному сигналу, формируют логически управляемый сигнал рассогласования равным сигналу рассогласования при сигнале логического управления равным нулю, сигнал интегральной компоненты формируют интегрированием логически управляемого сигнала рассогласования и формируют выходной сигнал управления ограничением суммированного сигнала.To solve the aforementioned technical problem in a method of generating an integral signal for stabilizing the planning movement of an aircraft, including setting a control signal, measuring signals of the angular position and angular velocity of the aircraft, generating a mismatch signal between a given control signal and a measured signal of angular position, amplifying the mismatch signals and angular velocity, generating signal sum of amplified mismatch signals and angular velocity, signal formation of the integrated component, scaled The signal of the integral component, the limitation of the scaled signal of the integral component and the summation of the signal of the sum of the amplified mismatch signals and the angular velocity with the limited scaled signal of the integral component, additionally specify the reference signal, form the signal of the modular function of the signal of the integral component, form the logical control signal other than zero when the signal is exceeded modular function over a given reference signal and when the mismatch signals are identical in sign I and the integral component, and equal to zero when the signal of the modular function is less than or equal to the specified reference signal, form a logically controlled mismatch signal equal to the mismatch signal when the logical control signal is zero, the signal of the integral component is formed by integrating the logically controlled mismatch signal and form the output control signal limiting the summed signal.
Для решения названной технической задачи устройство формирования интегрального сигнала стабилизации планирующего движения ЛА, содержащее датчик угла, датчик угловой скорости, последовательно соединенные задатчик сигнала управления, элемент сравнения, второй вход которого соединен с выходом датчика угла, суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости, и сумматор, и последовательно соединенные интегрирующий усилитель и первый ограничитель сигнала, выход которого соединен со вторым входом сумматора, дополнительно содержит последовательно соединенные задатчик опорного сигнала, логический блок сравнения и управляемый ключ, сигнальный вход которого соединен с выходом элемента сравнения, а выход - со входом интегрирующего усилителя, формирователь сигнала модульной функции, вход которого соединен с выходом интегрирующего усилителя, выход которого соединен со вторым входом логического блока сравнения, а выход формирователя сигнала модульной функции - с третьим входом логического блока сравнения, и второй ограничитель сигнала, вход которого соединен с выходом сумматора, а выход является выходом устройства, при этом выход элемента сравнения соединен также с четвертым входом логического блока сравнения.To solve the aforementioned technical problem, a device for generating an integrated signal for stabilizing the planning movement of an aircraft, comprising an angle sensor, an angular velocity sensor, a control signal controller connected in series, a comparison element, the second input of which is connected to the output of the angle sensor, a summing amplifier, the second input of which is connected to the sensor output angular velocity, and the adder, and a series-connected integrating amplifier and a first signal limiter, the output of which is connected to the second input of the sums The actuator additionally contains serially connected reference signal master, a logic comparison unit and a controlled key, the signal input of which is connected to the output of the comparison element, and the output - to the input of the integrating amplifier, a signal generator of a modular function, the input of which is connected to the output of the integrating amplifier, the output of which is connected with the second input of the comparison logic unit, and the output of the signal generator of the modular function with the third input of the comparison logic unit, and the second signal limiter, the course of which is connected to the output of the adder, and the output is the output of the device, while the output of the comparison element is also connected to the fourth input of the logical comparison unit.
Предложенные способ формирования интегрального сигнала стабилизации планирующего движения ЛА и устройство для его осуществления, как показывает проведенное математическое моделирование, позволяют расширить функциональные возможности управления беспилотным ЛА, дают возможность стабилизировать планирующее состояние ЛА в условиях действия возмущающих факторов, типа ветровых порывов, и одновременно отрабатывать медленно меняющиеся сигналы управления и быстро меняющиеся стабилизационные сигналы, и повысить при этом точность управления. По существу, сформированы два взаимосвязанных канала, сочетающие в целом управление медленным планирующим и быстрым маневренным движением ЛА.The proposed method for the formation of an integral signal for stabilizing the planning movement of an aircraft and a device for its implementation, as shown by mathematical modeling, allow expanding the control capabilities of unmanned aircraft, make it possible to stabilize the planning state of an aircraft under conditions of disturbing factors, such as wind gusts, and at the same time work out slowly changing control signals and rapidly changing stabilization signals, while increasing control accuracy Nia. Essentially, two interconnected channels have been formed, combining overall control of the slow planning and fast maneuverable movement of the aircraft.
Способ формирования интегрального сигнала стабилизации планирующего движения ЛА и устройство для его осуществления могут найти применение в системах управления маневренными ЛА, к которым предъявляются достаточно высокие требования по точности управления при ограниченных энергетических или динамических ресурсах исполнительных органов систем управления.The method of generating an integral signal for stabilizing the planning movement of an aircraft and a device for its implementation can be used in control systems for maneuverable aircraft, which have rather high requirements for control accuracy with limited energy or dynamic resources of the executive bodies of control systems.
На фиг.1 представлена блок-схема устройства формирования интегрального сигнала стабилизации планирующего движения ЛА, на фиг.2 - блок-схема логического блока сравнения.Figure 1 presents a block diagram of a device for generating an integrated signal for stabilizing the planning movement of an aircraft; figure 2 is a block diagram of a logical comparison unit.
Устройство формирования интегрального сигнала стабилизации планирующего движения ЛА (фиг.1) содержит датчик угла 1 (ДУ), датчик угловой скорости 2 (ДУС), последовательно соединенные задатчик сигнала управления 3 (ЗСУ), элемент сравнения 4 (ЭС), второй вход которого подключен к выходу датчика угла 1, суммирующий усилитель 5 (СУ), второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости 2, сумматор 6 (С), последовательно соединенные интегрирующий усилитель 7 (ИУ) и первый ограничитель сигнала 8 (1 ОС), выход которого соединен со вторым входом сумматора 6, и последовательно соединенные задатчик опорного сигнала 9 (ЗОС), логический блок сравнения 10 (ЛВС) и управляемый ключ 11 (УК), сигнальный (второй) вход которого соединен с выходом элемента сравнения 4, а выход - со входом интегрирующего усилителя 7, выход усилителя 7 соединен со вторым входом логического блока сравнения, формирователь сигнала модульной функции 12 (ФСМФ), вход которого соединен с выходом интегрирующего усилителя 7, а выход - с третьим входом логического блока сравнения 10, и второй ограничитель сигнала 13 (2 ОС), вход которого соединен с выходом сумматора 6, а выход является выходом устройства, при этом выход элемента сравнения 4 соединен также с четвертым входом логического блока сравнения 10.The device for generating the integral signal for stabilizing the planning movement of the aircraft (Fig. 1) contains an angle sensor 1 (ДУ), an angular velocity sensor 2 (ДУС), serially connected control signal setter 3 (ЗСУ), a comparison element 4 (ЭС), the second input of which is connected to the output of the angle sensor 1, the summing amplifier 5 (SU), the second input of which is connected to the output of the angular velocity sensor 2, the adder 6 (C), the integrating amplifier 7 (IU) and the first signal limiter 8 (1 OS), the output of which connected to the second input su Mathor 6, and serially connected reference signal setter 9 (AIA), logic comparison unit 10 (LAN) and controlled key 11 (CC), the signal (second) input of which is connected to the output of the comparison element 4, and the output to the input of the integrating amplifier 7 , the output of amplifier 7 is connected to the second input of the comparison logic unit, the signal conditioner of modular function 12 (FSMF), the input of which is connected to the output of the integrating amplifier 7, and the output is connected to the third input of the comparison logic unit 10, and the second signal limiter 13 (2 OS) whose input oedinen with the output of the adder 6, and the output is the output device, the output of the comparison element 4 is also connected to a fourth input of the logical comparator 10.
Блок-схема логического блока сравнения 10 (фиг.2) содержит последовательно соединенные первый логический элемент И 14 (1 ЛЭИ), на первый и второй входы которого подаются сигналы Δϑ(t) и σи(1) от блоков 4 и 7 (фиг.1) соответственно, и второй логический элемент И 15 (2 ЛЭИ), выход которого соединен с управляемым ключом 11, и релейный элемент с зоной нечувствительности 16 (РЭЗН), первый и второй входы которого соединены с выходом задатчика опорного сигнала 9 и выходом формирователя сигнала модульной функции 12 соответственно.The block diagram of the logical comparison unit 10 (FIG. 2) contains the first logical element And 14 (1 LEI) connected in series to the first and second inputs of which the signals Δϑ (t) and σ and (1) are supplied from blocks 4 and 7 (FIG. .1) respectively, and the second logical element And 15 (2 LEI), the output of which is connected to a controlled key 11, and a relay element with a dead zone 16 (REZN), the first and second inputs of which are connected to the output of the reference signal setter 9 and the output of the driver signal modular function 12, respectively.
Устройство формирования интегрального сигнала стабилизации планирующего движения ЛА, реализующее предлагаемый способ, работает следующим образом.A device for generating an integral signal for stabilizing the planning movement of an aircraft that implements the proposed method works as follows.
Задатчиком сигнала управления 3 формируется (задается) сигнал управления ϑзад(t), основными составными компонентами которого являются:The control signal generator 3 generates (sets) the control signal ϑ ass (t), the main components of which are:
- медленная компонента ϑзад.м(t) соответствующая медленным планирующим разворотам ЛА;- the slow component ϑ ass.m (t) corresponding to the slow planning turns of the aircraft;
- быстрая компонента ϑзад.б(t), соответствующая маневренным разворотам ЛА.- fast component ϑ ass.b (t), corresponding to maneuverable turns of the aircraft.
Таким образом,In this way,
Закон регулирования (управления и стабилизации) формируется по сигналам управления ϑзад(t), углового положения ЛА ϑ(t) и угловой скорости ЛА ωz(t). Основная, базовая компонента сигнала управления σб(t) формируется в суммирующем усилителе 5 в видеThe control law (control and stabilization) is formed by the control signals ϑ ass (t), the angular position of the aircraft ϑ (t) and the angular velocity of the aircraft ω z (t). The main, basic component of the control signal σ b (t) is formed in the summing amplifier 5 in the form
где Δϑ(t) - сигнал рассогласования,where Δϑ (t) is the error signal,
формируемый элементом сравнения 4 по сигналам ϑзад(t) от задатчика сигнала управления 3 и ϑ(t) от датчика угла 1;formed by the comparison element 4 by signals ϑ rear (t) from the control signal setter 3 and ϑ (t) from the angle sensor 1;
Kϑ, Kωz - передаточные числа усилителя 5;K ϑ , Kω z - gear ratios of the amplifier 5;
ωz(t) - сигнал угловой скорости ЛА, поступающий от датчика угловой скорости 2, 
Сигнал, сформированный в соответствии с базовым законом управления (2), дополняется сигналом интегральной компоненты σи(1), который формируется интегрирующим усилителем 7 по сигналу рассогласования (3) до уровня, соответствующего планирующему движению ЛА, по логике, изложенной далее. Таким образом,The signal generated in accordance with the basic control law (2) is supplemented by the signal of the integral component σ and (1), which is generated by the integrating amplifier 7 by the mismatch signal (3) to the level corresponding to the planning motion of the aircraft, according to the logic described below. In this way,
где Ки - масштабный передаточный коэффициент интегрирующего усилителя 7.where K and is the scaled gear ratio of the integrating amplifier 7.
Сигнал σи(t) ограничивается первым ограничителем сигнала 8 до уровня А1, который соответствует расчетному значению отклонения рулей δпл в планирующем режиме.The signal σ and (t) is limited by the first signal limiter 8 to level A 1 , which corresponds to the calculated value of the rudder deflection δ pl in the planning mode.
Сигнал на выходе задатчика опорного сигнала 9 ограничивается до уровня А2, что соответствует зоне нечувствительности блока 16.The signal at the output of the reference signal setter 9 is limited to level A 2 , which corresponds to the deadband of
Ограниченный сигнал интегральной компоненты σпл(t) первого ограничителя 8 поступает на сумматор 6, сигнал на выходе которого равенThe limited signal of the integral component σ PL (t) of the first limiter 8 is fed to the adder 6, the output signal of which is equal to
который ограничивается вторым ограничителем сигнала 13 до уровня А3 и является выходным сигналом устройства σвых(t).which is limited by the second limiter of the signal 13 to the level And 3 and is the output signal of the device σ o (t).
Уровень ограничения А3 второго ограничителя сигнала 13 определяет величину сигналов рассматриваемого канала управления, необходимую для отработки их соответствующими рулевыми поверхностями с учетом отработки этими же рулями сигналов смежных каналов (курса и крена, здесь не рассматриваемых).The restriction level A 3 of the second signal limiter 13 determines the value of the signals of the control channel in question, necessary for working out by their respective steering surfaces, taking into account the processing by the same rudders of the signals of adjacent channels (heading and bank, not considered here).
Введение канала интегральной компоненты - блоков 7, 8, 11 - обеспечивает отработку планирующей, медленной компоненты сигнала управления ϑзад.м(t). Действительно, пусть ϑзад.б=0, ϑзад.м≠0. Тогда в силу того, что закон формирования выходного сигнала представленного устройства является астатическим законом первого порядка, установившееся значение сигнала рассогласования для этого режимаThe introduction of the channel of the integral component — blocks 7, 8, 11 — ensures the development of the planning, slow component of the control signal ϑ ass.m (t). Indeed, let ϑ ass . B = 0, ϑ ass. ≠ 0. Then, due to the fact that the law of formation of the output signal of the presented device is an astatic law of the first order, the steady-state value of the error signal for this mode
Тогда в соответствии с уравнением (3) установившееся значение ϑуст будетThen, in accordance with equation (3), the steady-state value ϑ mouth will be
Видно также, что для этого режима 
При поступлении на вход прямой цепи устройства (блоки 4, 5, 6, 13) быстрой компоненты сигнала управления ϑзад.б(t) для управления маневром ЛА или при внешних возмущениях отработка сигнала будет осуществляться относительно процесса планирующего движения ЛА, что повышает точность отработки управляющих воздействий на ЛА в целом.When a direct component of the device (blocks 4, 5, 6, 13) arrives at the input of the fast component of the control signal ϑ ass.b (t) for controlling the aircraft maneuver or with external disturbances, the signal will be processed relative to the process of the aircraft’s planning movement, which increases the accuracy of processing controlling effects on the aircraft as a whole.
Дополнительный логически управляющий канал, включающий в себя блоки 9, 10, 11, 12, обеспечивает режим непосредственного интегрирования сигнала рассогласования интегрирующим усилителем 7 в пределах определенного диапазона A1÷А2. Уровень A1 выставлен в ограничителе сигнала 8 в соответствии с реальным расчетным значением сигнала управления σпл(t), соответствующем отклонению рулей высоты для планирующего движения ЛА. Величина А2 (блок 9) определяет стабилизацию планирующего режима, А2>A1, А2≈(1.2÷1.5) A1.An additional logical control channel, including blocks 9, 10, 11, 12, provides a direct integration mode of the error signal with an integrating amplifier 7 within a certain range of A 1 ÷ A 2 . Level A 1 is set in signal limiter 8 in accordance with the actual calculated value of the control signal σ pl (t) corresponding to the deviation of the elevators for the planning movement of the aircraft. The value of A 2 (block 9) determines the stabilization of the planning mode, A 2 > A 1 , A 2 ≈ (1.2 ÷ 1.5) A 1 .
В формирователе сигнала модульной функции 12 формируется сигналA signal is generated in the signal driver of the modular function 12
Логический блок сравнения 10 (фиг.1), состоящий из блоков 14, 15 и 16 (фиг.2), формирует сигнал логического управления В>0 при превышении сигнала ϑм(t) над А2 и при совпадении знаков сигналов Δϑ(t) и σи(t), отключая ключом 11 сигнал Δϑ(t) от интегрирующего усилителя 7, прекращая тем самым дальнейшее его интегрированиеThe logical comparison unit 10 (Fig. 1), consisting of
Процесс интегрирования восстанавливается при В=0.The integration process is restored at B = 0.
Ограничение сигнала интегральной компоненты позволяет уменьшить колебательность в замкнутом контуре регулирования и выбросы (перерегулирование) в переходных процессах, особенно при воздействии возмущений.The limitation of the signal of the integral component allows to reduce the oscillation in a closed loop control and emissions (overshoot) in transients, especially when exposed to disturbances.
Таким образом, предложенные способ формирования интегрального сигнала стабилизации планирующего движения ЛА и устройство для его осуществления позволяют расширить функциональные возможности управления беспилотным летательным аппаратом и повысить при этом точность управления с учетом действия возмущающих факторов. Сформированы два взаимосвязанных канала, сочетающие в целом управление медленным планирующим и быстрым маневренным движением ЛА.Thus, the proposed method for generating an integrated signal for stabilizing the planning movement of an aircraft and a device for its implementation allow to expand the control capabilities of an unmanned aerial vehicle and increase control accuracy taking into account the action of disturbing factors. Two interconnected channels have been formed, combining overall control of the slow planning and fast maneuverable aircraft movement.
Положительный эффект предложения подтвержден результатами анализа и математического моделирования.The positive effect of the proposal is confirmed by the results of analysis and mathematical modeling.
Все составные операции способа, звенья и блоки устройства управления могут быть выполнены на современных элементах автоматики и вычислительной техники [3], а также и программно-алгоритмически в бортовых вычислительных машинах ЛА.All the composite operations of the method, links and blocks of the control device can be performed on modern elements of automation and computer technology [3], as well as program-algorithm in on-board computers of the aircraft.
Источники информацииInformation sources
1. Патент РФ №2275675, кл. G06F 7/38, 2004 г.1. RF patent No. 2275675, cl. G06F 7/38, 2004
2. Патент РФ №2310899, кл. G05D 1/08, 2007 г.2. RF patent No. 2310899, cl. G05D 1/08, 2007
3. А.У.Ялышев, О.И.Разоренов. Многофункциональные аналоговые регулирующие устройства автоматики. М.: Машиностроение, 1981, с.103.3. A.U. Yalyshev, O. I. Razorenov. Multifunctional analog control devices for automation. M .: Mechanical Engineering, 1981, p. 103.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011107867/11A RU2459744C1 (en) | 2011-03-02 | 2011-03-02 | Method of generating integral signal of drone gliding stabilisation and device to this end |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011107867/11A RU2459744C1 (en) | 2011-03-02 | 2011-03-02 | Method of generating integral signal of drone gliding stabilisation and device to this end |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2459744C1 true RU2459744C1 (en) | 2012-08-27 |
Family
ID=46937761
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011107867/11A RU2459744C1 (en) | 2011-03-02 | 2011-03-02 | Method of generating integral signal of drone gliding stabilisation and device to this end |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2459744C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2589236C1 (en) * | 2015-07-08 | 2016-07-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Method of generating signal for controlling angular motion of unmanned aircraft in wide spectrum of disturbance actions and control system therefor |
| RU2615028C1 (en) * | 2016-03-17 | 2017-04-03 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method of unmanned aerial vehicles longitudinal angular motion stability signal forming |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2047888C1 (en) * | 1990-11-29 | 1995-11-10 | Белова Любовь Егоровна | Device for coordinated regulation of angular lateral movement of flying vehicle |
| RU2144692C1 (en) * | 1998-08-17 | 2000-01-20 | Открытое Акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П.Королева" | Method and device for controlling moving object |
| RU2275675C1 (en) * | 2004-12-08 | 2006-04-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Method for integrating control signal for astatic systems for controlling aircrafts and device for realization of said method |
| RU2310899C1 (en) * | 2006-05-25 | 2007-11-20 | Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Method for normalization of control and stabilization signal of longitudinal-balancing motion of flight vehicle and device for its realization |
| RU2326788C1 (en) * | 2006-11-17 | 2008-06-20 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") | High-maneurability airplane roll control system |
-
2011
- 2011-03-02 RU RU2011107867/11A patent/RU2459744C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2047888C1 (en) * | 1990-11-29 | 1995-11-10 | Белова Любовь Егоровна | Device for coordinated regulation of angular lateral movement of flying vehicle |
| RU2144692C1 (en) * | 1998-08-17 | 2000-01-20 | Открытое Акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П.Королева" | Method and device for controlling moving object |
| RU2275675C1 (en) * | 2004-12-08 | 2006-04-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Method for integrating control signal for astatic systems for controlling aircrafts and device for realization of said method |
| RU2310899C1 (en) * | 2006-05-25 | 2007-11-20 | Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Method for normalization of control and stabilization signal of longitudinal-balancing motion of flight vehicle and device for its realization |
| RU2326788C1 (en) * | 2006-11-17 | 2008-06-20 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") | High-maneurability airplane roll control system |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2589236C1 (en) * | 2015-07-08 | 2016-07-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Method of generating signal for controlling angular motion of unmanned aircraft in wide spectrum of disturbance actions and control system therefor |
| RU2615028C1 (en) * | 2016-03-17 | 2017-04-03 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method of unmanned aerial vehicles longitudinal angular motion stability signal forming |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Ghadiri et al. | Adaptive super-twisting non-singular terminal sliding mode control for tracking of quadrotor with bounded disturbances | |
| Xingling et al. | Sliding mode based trajectory linearization control for hypersonic reentry vehicle via extended disturbance observer | |
| Bhargavapuri et al. | Robust nonlinear control of a variable-pitch quadrotor with the flip maneuver | |
| Zhang et al. | Anti-disturbance backstepping control for air-breathing hypersonic vehicles based on extended state observer | |
| RU2310899C1 (en) | Method for normalization of control and stabilization signal of longitudinal-balancing motion of flight vehicle and device for its realization | |
| CN102707723B (en) | Conventional aircraft model-based lateral-directional controller area design method | |
| RU2569580C2 (en) | Method of formation of adaptive signal of control and stabilisation of angular movement of aircraft, and device for its implementation | |
| CN102692928B (en) | Controller region design method based on quaternion model of aircraft | |
| CN107450313B (en) | Unmanned aerial vehicle autopilot control system based on self-adaptive control | |
| CN102707616B (en) | Aircraft triangle model-based controller area design method | |
| Safwat et al. | Robust Nonlinear Flight Controller For Small Unmanned Aircraft Vehicle based on Incremental BackStepping | |
| RU2394263C1 (en) | Adaptive device to generate signal controlling aircraft lengthwise-equalising motion | |
| Cordeiro et al. | Robustness of incremental backstepping flight controllers: The boeing 747 case study | |
| RU2459744C1 (en) | Method of generating integral signal of drone gliding stabilisation and device to this end | |
| CN102707722B (en) | Omni-dimensional controller area designing method based on normal aircraft model | |
| RU2460113C1 (en) | Method of generating integral adaptive signal for stabilising gliding motion of unmanned aircraft and apparatus for realising said method | |
| Hall et al. | RLV sliding mode control system using sliding mode observers and gain adaptation | |
| RU182886U1 (en) | ANGULAR STABILIZATION SYSTEM | |
| CN114003053B (en) | Fixed wing unmanned aerial vehicle autopilot self-adaptive control system based on ArduPilot | |
| Abughali et al. | Design and analysis of a linear controller for parrot AR drone 2.0 | |
| RU2290346C1 (en) | Flight altitude automatic control system for unmanned flying vehicles | |
| Babar et al. | Robust integrated lateral guidance and control of UAVs | |
| RU2647405C1 (en) | Adaptive system with reference model for control of aircraft | |
| JPH06161556A (en) | Automatic pilot device | |
| RU2631736C1 (en) | Method for forming lateral-directional signals of non-stationary unmanned aerial vehicle with adaptive-functional correction and a device for its implementation |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200303 |