RU2600025C2 - Method for adaptive roll control of aircraft - Google Patents

Method for adaptive roll control of aircraft Download PDF

Info

Publication number
RU2600025C2
RU2600025C2 RU2014142715/11A RU2014142715A RU2600025C2 RU 2600025 C2 RU2600025 C2 RU 2600025C2 RU 2014142715/11 A RU2014142715/11 A RU 2014142715/11A RU 2014142715 A RU2014142715 A RU 2014142715A RU 2600025 C2 RU2600025 C2 RU 2600025C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
control
configuration
inertia
roll control
Prior art date
Application number
RU2014142715/11A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2014142715A (en
Inventor
Дмитрий Викторович Верещиков
Павел Сергеевич Костин
Юрий Олегович Верещагин
Илья Константинович Макаров
Александр Дмитриевич Кузнецов
Original Assignee
Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации filed Critical Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации
Priority to RU2014142715/11A priority Critical patent/RU2600025C2/en
Publication of RU2014142715A publication Critical patent/RU2014142715A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2600025C2 publication Critical patent/RU2600025C2/en

Links

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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C19/00—Aircraft control not otherwise provided for

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Feedback Control In General (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: invention relates to a method of adaptive roll control of aircraft. For adaptive roll control of aircraft, method comprises estimating current aerodynamic parameters of transverse motion of aircraft, generating control signals monitoring change of quantity and arrangement of external suspensions compared with initial arrangement, calculating axial and centrifugal moments of inertia of aircraft adjusting aircraft control commands.
EFFECT: higher stability and controllability of transverse motion of aircraft.
1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области управления полетом самолета с неизвестными аэродинамическими характеристиками и неконтролируемыми возмущениями при различных комбинациях внешних подвесок на пилонах. Результат способа заключается в обеспечении заданных характеристик устойчивости и управляемости самолета при вращении по крену, в том числе и при несимметричном размещении внешних подвесок, снижении объема требуемой для синтеза системы управления априорной информации.The invention relates to the field of flight control of an aircraft with unknown aerodynamic characteristics and uncontrolled disturbances with various combinations of external pylon suspensions. The result of the method is to provide the specified characteristics of stability and controllability of the aircraft during roll rotation, including when asymmetric placement of external suspensions, reducing the amount of a priori information required for the synthesis of the control system.

Наиболее близким по технической сущности изобретению является способ адаптивного управления самолетом по крену, основанный на текущем оценивании неизвестных параметров объекта управления, т.е. на текущей идентификации математической модели объекта по измерениям его входов и выходов, и на последующем синтезе закона управления, являющегося функцией полученных оценок (Круглов С.П., Сегедин Р.Α., Соколов О.Α., Шушарин М.В. Сравнение двух алгоритмов адаптивного управления: прямого и идентификационного, построенного на упрощенных условиях адаптируемости // Труды VII Международной конференции «Идентификация систем и задачи управления» SICPRO, 2008, стр. 2095).The closest in technical essence of the invention is a method of adaptive roll control of the aircraft, based on the current assessment of unknown parameters of the control object, i.e. on the current identification of the mathematical model of the object by measuring its inputs and outputs, and on the subsequent synthesis of the control law, which is a function of the estimates obtained (Kruglov S.P., Segedin R.Α., Sokolov O.Α., Shusharin M.V. Comparison of two adaptive control algorithms: direct and identification, built on simplified adaptability conditions // Proceedings of the VII International Conference “System Identification and Control Problems” (SICPRO, 2008, p. 2095).

Недостатками известного способа адаптивного управления являются низкие характеристики устойчивости и управляемости самолета по крену влево и вправо при энергичном маневрировании, обусловленные возникновением дополнительного кренящего момента за счет изменения конфигурации самолета (наличия несимметричных внешних подвесок).The disadvantages of this method of adaptive control are low stability and controllability of the aircraft roll to the left and right during vigorous maneuvering due to the occurrence of additional heeling moment due to changes in the configuration of the aircraft (the presence of asymmetric external suspensions).

Техническим результатом данного изобретения является повышение характеристик устойчивости и управляемости поперечного движения самолета за счет отслеживания изменения текущей конфигурации самолета, сравнения ее с модельной конфигурацией, вычисления осевых и центробежных моментов инерции самолета и корректировки команд управления самолетом.The technical result of this invention is to increase the stability and controllability characteristics of the lateral movement of the aircraft by tracking changes in the current configuration of the aircraft, comparing it with the model configuration, calculating the axial and centrifugal moments of inertia of the aircraft and adjusting the aircraft control commands.

Технический результат достигается тем, что в предлагаемом способе адаптивного управления самолетом по крену, основанном на текущем оценивании аэродинамических параметров поперечного движения самолета и формировании сигналов управления, отслеживают изменения текущей конфигурации самолета, сравнивают ее с модельной конфигурацией, вычисляют осевые и центробежные моменты инерции самолета и корректируют команды управления самолетом.The technical result is achieved by the fact that in the proposed method of adaptive roll control of the aircraft, based on the current assessment of the aerodynamic parameters of the lateral movement of the aircraft and the formation of control signals, track changes in the current configuration of the aircraft, compare it with the model configuration, calculate the axial and centrifugal moments of inertia of the aircraft and adjust aircraft control teams.

Сущность изобретения заключается в следующем.The invention consists in the following.

Известно (например, Левицкий С.В., Свиридов Н.А. Динамика полета. Издание ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского., 2008, стр. 428), что при изменении конфигурации самолета изменяются моменты инерции, которые оказывают существенное влияние на его динамику в общем и, в частности, в поперечном движении. Предвзлетная конфигурация самолета (размещение конкретных внешних подвесок на заданных пилонах) становится модельной для данного полета, изменение модельной конфигурации отслеживается в полете. Далее сравниваются модельная и текущая конфигурации самолета, при изменении модельной конфигурации пересчитываются моменты инерции и определяется дополнительный кренящий момент Мкр от несимметрично расположенных внешних подвесок и инерционной взаимосвязи продольного и бокового движений.It is known (for example, Levitsky S.V., Sviridov N.A. Flight dynamics. VVIA publication named after Prof. N.E. Zhukovsky., 2008, p. 428) that when the configuration of the aircraft changes, the moments of inertia change, which have a significant influence on its dynamics in general and, in particular, in transverse motion. The pre-take-off configuration of the aircraft (placement of specific external suspensions on predetermined pylons) becomes a model for a given flight; a change in the model configuration is tracked in flight. Next, the model and current configurations of the aircraft are compared, when the model configuration is changed, the moments of inertia are recounted and the additional heeling moment M cr from asymmetrically located external suspensions and the inertial relationship of longitudinal and lateral movements are determined.

После определения Мкр вносятся поправки (путем исключения составляющей изменения скорости крена, вызванной Мкр из входного сигнала алгоритма идентификации) в алгоритм идентификации с целью увеличить сходимость вычисляемых оценок параметров. На основании полученных оценок вычисленного Мкр корректируется сигнал управления поперечным движением самолета.After determining M cr, corrections are made (by eliminating the component of the change in the roll speed caused by M cr from the input signal of the identification algorithm) into the identification algorithm in order to increase the convergence of the calculated parameter estimates. Based on the obtained estimates of the calculated M cr, the control signal for the transverse movement of the aircraft is adjusted.

Согласно изобретению регистрируется изменение конфигурации самолета (сброс внешних подвесок с пилонов). Далее осуществляется сравнение модельной и текущей конфигурации. На основании результатов сравнения вычисляются осевые и центробежные моменты инерции, значения которых далее используются при определении Мкр и корректирующих команд управления самолетом.According to the invention, a change in aircraft configuration is recorded (discharge of external suspensions from pylons). The following is a comparison of the model and current configuration. Based on the results of the comparison, the axial and centrifugal moments of inertia are calculated, the values of which are further used to determine M cr and corrective control commands for the aircraft.

Способ может быть реализован, например, с помощью устройства, схема которого приведена на чертеже, где обозначено: 1 - объект управления (самолет), 2 - идентификатор, 3 - регулятор, 4 - блок отслеживания конфигурации, 5 - блок сравнения конфигураций, 6 - блок оценки моментов инерции, 7 - блок определения корректирующего сигнала, uрус - входной сигнал с ручки управления самолетом, uкор - корректирующий сигнал, u - сигнал, подаваемый на рулевые приводы, x - параметры состояния объекта управления,

Figure 00000001
- оценки аэродинамических характеристик поперечного движения самолета, Птек - текущая конфигурация самолета, Пмод - модельная конфигурация самолета, П - сигнал изменения модельной конфигурации, Мх - сигнал вычисленных осевых и центробежных моментов инерции.The method can be implemented, for example, using a device, the diagram of which is shown in the drawing, where it is indicated: 1 - control object (airplane), 2 - identifier, 3 - regulator, 4 - configuration tracking unit, 5 - configuration comparison unit, 6 - block of estimation of moments of inertia, 7 — block for determining the correction signal, u r — input signal from the aircraft control stick, u cor — correction signal, u — signal supplied to the steering drives, x — parameters of the state of the control object,
Figure 00000001
- estimates of the aerodynamic characteristics of the lateral movement of the aircraft, P tech - the current configuration of the aircraft, P mod - model configuration of the aircraft, P - signal changes in the model configuration, M x - signal of the calculated axial and centrifugal moments of inertia.

Блок отслеживания конфигурации 4 предназначен для формирования сигнала о наличии-отсутствии подвески. Он может быть выполнен, например, в виде контактного устройства (Сажин И.В. Системы электрифицированного оборудования летательных аппаратов: Учеб. пособие. - Иркутск: ИВВАИУ, 2008, стр. 26).Block tracking configuration 4 is designed to generate a signal about the presence-absence of the suspension. It can be performed, for example, in the form of a contact device (Sazhin I.V. Systems of electrified equipment of aircraft: Textbook. Manual. - Irkutsk: IVVAIU, 2008, p. 26).

Блок сравнения конфигураций 5 предназначен для сравнения текущей и модельной конфигураций самолета и формирования сигнала изменения конфигурации. Он может быть выполнен, например, в виде схемы сравнения абсолютных значений двух электрических величин (Чернобровов Н.В., Семенов В.А. Релейная защита энергетических систем: Учеб. пособие для техникумов. - М.: Энергоатомиздат, 1998, стр. 385).The configuration comparison unit 5 is intended for comparing the current and model aircraft configurations and generating a configuration change signal. It can be performed, for example, in the form of a comparison scheme of the absolute values of two electrical quantities (Chernobrovov N.V., Semenov V.A. Relay protection of energy systems: Textbook for technical schools. - M .: Energoatomizdat, 1998, p. 385 )

Блок оценки моментов инерции 6 предназначен для вычисления осевых и центробежных моментов инерции самолета.The unit of assessment of moments of inertia 6 is designed to calculate the axial and centrifugal moments of inertia of the aircraft.

Блок определения корректирующего сигнала 7 предназначен для вычисления корректирующего сигнала.The correction signal determination unit 7 is for calculating the correction signal.

Блок оценки моментов инерции 6 и блок определения корректирующего сигнала 7 могут быть выполнены, например, в виде программируемой логической интегральной схемы (Стешенко В.Б. ПЛИС фирмы ALTERA: проектирование устройств обработки сигналов. - М.: ДОДЭКА, 2000, 128 с.).The unit of estimation of moments of inertia 6 and the unit for determining the correction signal 7 can be performed, for example, in the form of a programmable logic integrated circuit (Steshenko VB FPGA company ALTERA: design of signal processing devices. - M .: DODEKA, 2000, 128 pp.) .

Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.

Сигнал параметров состояния объекта управления 1 подается на вход идентификатора 2, на вход регулятора 3, на вход блока определения корректирующего сигнала 7 и на вход блока идентификации подвески 4, в котором отслеживается изменение модельной конфигурации самолета в полете, из выхода которого сигнал поступает на вход блока сравнения конфигураций 5, где сравниваются модельная и текущая конфигурации самолета. На вход блока оценки моментов инерции 6, в котором происходит расчет осевых и центробежных моментов инерции, поступает сигнал с выхода блока сравнения конфигураций. Выход блока оценки конфигураций связан с входом блока определения корректирующего сигнала 7 и с входом идентификатора, в котором производится определение аэродинамических характеристик поперечного движения в режиме реального времени, например рекуррентным методом наименьших квадратов (например, Александров А.Г. Оптимальные и адаптивные системы. - М.: Высш. школа, 1989, стр. 203). Через выход идентификатора выдается информация об оценках

Figure 00000001
в блок определения корректирующего сигнала. В этом блоке осуществляется вычисление дополнительного отклонения рулевых поверхностей с целью обеспечить модельную скорость крена, обеспечивающую наилучшие маневренные характеристики, значение которой задается заранее в зависимости от режима полета и угла отклонения элеронов. На входы регулятора 3 поступают сигнал с ручки управления самолетом и с блока определения корректирующего сигнала. В регуляторе вырабатывается управляющее воздействие в соответствии с законом регулирования с учетом корректирующего сигнала uкор и его выход связан с входом объекта управления и входом идентификатора.The signal of the state parameters of the control object 1 is fed to the input of the identifier 2, to the input of the controller 3, to the input of the block for determining the correction signal 7 and to the input of the block for identifying the suspension 4, in which the change in the model configuration of the aircraft in flight is tracked, from the output of which the signal is fed to the input of the block comparison of configurations 5, where the model and current configurations of the aircraft are compared. The input of the unit for estimating moments of inertia 6, in which the axial and centrifugal moments of inertia are calculated, receives a signal from the output of the configuration comparison unit. The output of the configuration evaluation unit is connected to the input of the correction signal determination unit 7 and to the identifier input, in which the aerodynamic characteristics of lateral movement are determined in real time, for example, by the recursive least squares method (for example, A. Alexandrov, Optimal and adaptive systems. - M .: High School, 1989, p. 203). Information about ratings is issued through the identifier output.
Figure 00000001
to the correction signal determination unit. This block calculates the additional deviation of the steering surfaces in order to ensure a model roll speed that provides the best maneuverability, the value of which is set in advance depending on the flight mode and the angle of deviation of the ailerons. The inputs of the controller 3 receive a signal from the control stick of the aircraft and from the unit for determining the correction signal. In the controller, a control action is generated in accordance with the law of regulation, taking into account the correction signal u cor and its output is connected to the input of the control object and the input of the identifier.

Claims (1)

Способ адаптивного управления самолетом по крену, основанный на текущем оценивании аэродинамических параметров поперечного движения самолета и формировании сигналов управления, отличающийся тем, что отслеживают изменения количества и расположения внешних подвесок, сравнивают их с исходных расположением, вычисляют осевые и центробежные моменты инерции самолета и корректируют команды управления самолетом. Adaptive roll control method based on the current assessment of the aerodynamic parameters of the lateral movement of the aircraft and the formation of control signals, characterized in that they track changes in the number and location of external suspensions, compare them with the original location, calculate axial and centrifugal moments of inertia of the aircraft and adjust control commands by plane.
RU2014142715/11A 2014-10-22 2014-10-22 Method for adaptive roll control of aircraft RU2600025C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014142715/11A RU2600025C2 (en) 2014-10-22 2014-10-22 Method for adaptive roll control of aircraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014142715/11A RU2600025C2 (en) 2014-10-22 2014-10-22 Method for adaptive roll control of aircraft

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014142715A RU2014142715A (en) 2016-05-20
RU2600025C2 true RU2600025C2 (en) 2016-10-20

Family

ID=56011782

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014142715/11A RU2600025C2 (en) 2014-10-22 2014-10-22 Method for adaptive roll control of aircraft

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2600025C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2736400C1 (en) * 2019-12-31 2020-11-16 Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") Manned aircraft control system with adaptive cross link

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2338235C1 (en) * 2007-04-27 2008-11-10 Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method for generating of flying aircraft angular motion adaptive control signal
RU86326U1 (en) * 2009-04-15 2009-08-27 Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" ON-BOARD DIGITAL ANALOGUE ADAPTIVE AIRCRAFT CONTROL SYSTEM
RU2482022C1 (en) * 2011-11-14 2013-05-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Aircraft control system

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2338235C1 (en) * 2007-04-27 2008-11-10 Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method for generating of flying aircraft angular motion adaptive control signal
RU86326U1 (en) * 2009-04-15 2009-08-27 Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" ON-BOARD DIGITAL ANALOGUE ADAPTIVE AIRCRAFT CONTROL SYSTEM
RU2482022C1 (en) * 2011-11-14 2013-05-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Aircraft control system

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2736400C1 (en) * 2019-12-31 2020-11-16 Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") Manned aircraft control system with adaptive cross link

Also Published As

Publication number Publication date
RU2014142715A (en) 2016-05-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3819739A4 (en) Flight path calculation system, flight path calculation program, and unmanned aircraft path control method
US10338090B2 (en) Airspeed estimation system
KR20160066764A (en) Vehicle Steering Apparatus and Method for Lane Keeping
Han et al. Fault detection and identification of aircraft control surface using adaptive observer and input bias estimator
US11014681B2 (en) Motor control method, apparatus, and system
RU2015107383A (en) METHOD FOR DETERMINING THE GUIDANCE LAW FOR AVOIDING AN OBSTACLE WITH AN AIRCRAFT, AN APPROPRIATE COMPUTER SOFTWARE PRODUCT, ELECTRONIC SYSTEM AND AIRCRAFT
RU2017109733A (en) ADAPTIVE FILTRATION SYSTEM FOR AERODYNAMIC ANGLES OF AIRCRAFT
RU2600025C2 (en) Method for adaptive roll control of aircraft
Xiangdong et al. Approach and landing guidance design for reusable launch vehicle using multiple sliding surfaces technique
US20140236399A1 (en) Method and device for estimating an unwanted pitch moment of an aircraft, and applications to the pitch control of the aircraft
JP2016215357A (en) Parameter estimation apparatus, parameter estimation method, program, and control apparatus
Stepanyan et al. Stall recovery guidance algorithms based on constrained control approaches
JP6004877B2 (en) Control device
Everett LQR with integral feedback on a Parrot Minidrone
Völker et al. Twin-Delayed Deep Deterministic Policy Gradient for altitude control of a flying-wing aircraft with an uncertain aerodynamic model
RU2385823C1 (en) Automatic flight control method of high-performance aircraft
Chang et al. Lateral control for ultra-low altitude airdrop based on the L1 adaptive control augmentation
Rafi et al. Approaches to Real-time Predictive Estimation of Loss-of-Control Events & Boundaries on Transport Aircraft
Romanenko et al. Aircraft lateral-directional control without a roll command in the autopilot
Trujillo et al. Piloting changes to changing aircraft dynamics: What do pilots need to know?
Ning-ning et al. Formation path following control of multiple AUVs based on Serret-Frenet coordinate system
Huang et al. Study on 4D path planning and tracking controlling of UCAV in multiple constraints dynamic condition
CA2855284A1 (en) Flutter control actuator
Biannic et al. Performance analysis of saturated parameter-varying systems with application to vision-based landing assessment
Guang-huang et al. Research on high accuracy real-time component-level modeling method for turbo-shaft engine

Legal Events

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

Effective date: 20161023