RU2601032C1 - Method of aircraft angular stabilization in roll signal generating with external disturbances estimation and compensation and device for its implementation - Google Patents

Method of aircraft angular stabilization in roll signal generating with external disturbances estimation and compensation and device for its implementation Download PDF

Info

Publication number
RU2601032C1
RU2601032C1 RU2015141138/11A RU2015141138A RU2601032C1 RU 2601032 C1 RU2601032 C1 RU 2601032C1 RU 2015141138/11 A RU2015141138/11 A RU 2015141138/11A RU 2015141138 A RU2015141138 A RU 2015141138A RU 2601032 C1 RU2601032 C1 RU 2601032C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
signal
unit
output
input
roll
Prior art date
Application number
RU2015141138/11A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Борис Иванович Прокопов
Борис Николаевич Попов
Александр Михайлович Пучков
Сергей Владимирович Синицын
Александр Сергеевич Гаммал
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс")
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 унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс")
Priority to RU2015141138/11A priority Critical patent/RU2601032C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2601032C1 publication Critical patent/RU2601032C1/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
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • B64C13/18—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors using automatic pilot

Landscapes

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

Abstract

FIELD: aircraft engineering.
SUBSTANCE: group of inventions relates to aircraft angular stabilization in roll signal generating method and device. To generate angular stabilization in roll signal measured are current aircraft angular position signal, angular velocity and ailerons angular position signal, dynamic parameters estimates signals are generated, output signal is generated in certain manner taking into account of external disturbance estimate signal additionally generated in certain manner. Angular stabilization in roll signal generating device contains meters of angular position in roll, angular velocity in roll and ailerons angular position, two parameters setters, dynamic parameters generating unit, six multiplication units, two addition units, divider unit, limiting-inversion unit, filtration unit, disturbance estimating unit. Disturbance estimating unit comprises two subtraction units, two multiplication units, adder unit. Filtration unit comprises addition unit, two integrators-amplifiers, two multiplication-inversion units.
EFFECT: higher precision in roll channel control taking into account of uncontrolled external disturbances.
4 cl, 4 dwg

Description

Изобретения относятся к области приборостроения и могут найти применение в бортовых системах угловой стабилизации летательных аппаратов (ЛА), подверженных влиянию нежелательных и неконтролируемых внешних возмущений.The invention relates to the field of instrumentation and can be used in on-board systems of angular stabilization of aircraft (LA), subject to the influence of unwanted and uncontrolled external disturbances.

Известные способы формирования систем управления для стабилизации углового положения ЛА по крену содержат сигналы измерения угла и угловой скорости по крену, сигналы измерения угла отклонения элеронов, сигналы формирования динамических параметров, сигналы формирования управляющих воздействий на исполнительные приводы ЛА [1].Known methods of forming control systems for stabilizing the angular position of an aircraft in roll include signals for measuring the angle and angular velocity in roll, signals for measuring the angle of deviation of ailerons, signals for generating dynamic parameters, signals for generating control actions on the actuators of the aircraft [1].

Известные устройства для реализации таких систем содержат в своем составе датчики угла и угловой скорости по крену, датчики угла отклонения элеронов, задатчик постоянных параметров, блоки умножения, деления, суммирования [1, 2, 3].Known devices for the implementation of such systems include angle sensors and roll angular velocity sensors, aileron deviation angle sensors, constant parameter adjuster, multiplication, division, summing blocks [1, 2, 3].

Недостатками такой реализации являются ограниченность возможностей управления и невысокая динамическая точность при воздействии на нестационарный ЛА ветровых и иных неконтролируемых возмущений.The disadvantages of this implementation are limited control capabilities and low dynamic accuracy when exposed to unsteady aircraft wind and other uncontrolled disturbances.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является способ формирования сигнала управления в канале крена нестационарного ЛА, заключающийся в том, что измеряют текущий сигнал углового положения ЛА по крену, измеряют сигнал угловой скорости ЛА по крену, измеряют сигнал углового положения элеронов, формируют сигналы оценок динамических параметров

Figure 00000001
,
Figure 00000002
, задают постоянные сигналы L1, L2, формируют сигнал в виде суммы трех сигналов, поделенный на сигнал оценки
Figure 00000003
, причем первый сигнал получают усилением измеренного сигнала угла крена с коэффициентом L1, второй сигнал получают усилением с коэффициентом L2 сигнала угловой скорости ЛА, третий сигнал получают путем усиления с коэффициентов
Figure 00000004
сигнала угловой скорости ЛА, формируют сигнал z(t) путем деления суммарного сигнала е(t) на сигнал оценки динамического параметра
Figure 00000005
и формируют выходной сигнал u(t) посредством ограничения и инвертирования сигнала z(t) [3].Closest to the proposed invention is a method of generating a control signal in the roll channel of an unsteady aircraft, which consists in measuring the current signal of the angular position of the aircraft along the roll, measuring the signal of the angular velocity of the aircraft on the roll, measuring the signal of the angular position of the ailerons, generating signals for estimating dynamic parameters
Figure 00000001
,
Figure 00000002
, set the constant signals L 1 , L 2 , form a signal in the form of the sum of three signals divided by the evaluation signal
Figure 00000003
moreover, the first signal is obtained by amplification of the measured roll angle signal with coefficient L 1 , the second signal is obtained by amplification with coefficient L 2 of the angular velocity signal of the aircraft, the third signal is obtained by amplification from coefficients
Figure 00000004
the signal of the angular velocity of the aircraft, form the signal z (t) by dividing the total signal e (t) by the signal of dynamic parameter estimation
Figure 00000005
and form the output signal u (t) by limiting and inverting the signal z (t) [3].

Наиболее близким устройством, реализующим предложенный способ, является устройство, содержащее измеритель углового положения по крену, измеритель угловой скорости по крену, измеритель углового положения элеронов, первый задатчик параметров, блок формирования динамических параметров, первый, второй и третий блоки умножения, первый блок суммирования, блок деления и блок ограничения-инвертирования, первый выход измерителя углового положения по крену соединен с первым входом первого блока умножения, второй вход которого соединен с первым выходом задатчика параметров, первый выход измерителя угловой скорости по крену соединен с первым входом второго блока умножения, второй вход которого соединен со вторым выходом первого задатчика параметров, первый выход блока формирования динамических параметров соединен с первым входом третьего блока умножения, второй вход которого соединен с первым выходом измерителя угловой скорости по крену, выходы первого, второго и третьего блоков умножения соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами первого блока суммирования, выход которого соединен с первым входом блока деления, второй вход (делитель) которого соединен со вторым выходом блока формирования динамических параметров, выход блока деления соединен со входом блока ограничения-инвертирования [3].The closest device that implements the proposed method is a device comprising a roll angular position meter, a roll angular velocity meter, an aileron angle meter, a first parameter adjuster, a dynamic parameter generating unit, a first, second and third multiplication unit, a first summing unit, the division unit and the restriction-inversion unit, the first output of the roll angle meter is connected to the first input of the first multiplication unit, the second input of which is connected to the first by the output of the parameter setter, the first roll angle meter output is connected to the first input of the second multiplication unit, the second input of which is connected to the second output of the first parameter setter, the first output of the dynamic parameter formation unit is connected to the first input of the third multiplication unit, the second input of which is connected to the first the output of the roll angular velocity meter, the outputs of the first, second, and third multiplication units are connected respectively to the first, second, and third inputs of the first summing unit I, whose output is connected to the first input of the division unit, the second input (divider) of which is connected to the second output of the dynamic parameter generation unit, the output of the division unit is connected to the input of the restriction-inversion unit [3].

Недостатками известных способа и устройства для его реализации являются ограниченные функциональные возможности и снижение динамической точности из-за нежелательных отклонений угла крена, вызванных неконтролируемыми внешними возмущениями.The disadvantages of the known method and device for its implementation are limited functionality and reduced dynamic accuracy due to undesirable deviations of the angle of heel caused by uncontrolled external disturbances.

Техническая задача, решаемая изобретением, состоит в расширении функциональных возможностей и повышении динамической точности управления в канале крена ЛА за счет ослабления влияния неконтролируемых внешних возмущений на отклонения по углу крена.The technical problem solved by the invention is to expand the functionality and increase the dynamic control accuracy in the roll channel of the aircraft due to the weakening of the influence of uncontrolled external disturbances on deviations along the angle of the roll.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе формирования сигнала управления ЛА, заключающемся в том, что измеряют текущий сигнал углового положения летательного аппарата, измеряют сигнал угловой скорости летательного аппарата, формируют сигналы оценок

Figure 00000006
,
Figure 00000007
динамических параметров, задают постоянные сигналы L1, L2, формируют суммарный сигнал е(t) из трех сигналов, при этом первый сигнал е1(t) в составе суммы получают усилением с коэффициентом L1 измеренного сигнала угла крена, второй сигнал е2(t) - усилением с коэффициентом L2 сигнала угловой скорости летательного аппарата, третий сигнал е3(t) - усилением с коэффициентом
Figure 00000008
сигнала угловой скорости летательного аппарата, измеряют сигнал углового положения элеронов, формируют сигнал z(t) путем деления суммарного сигнала е(t) на сигнал оценки динамического параметра
Figure 00000009
и формируют выходной сигнал u(t) посредством ограничения и инвертирования сигнала z(t), дополнительно формируют сигнал оценки внешнего возмущения
Figure 00000010
посредством формирования обобщенного сигнала
Figure 00000011
, состоящего из суммы трех дополнительных сигналов g1(t), g2(t) и d(t), при этом первый сигнал g1(t) получают усилением измеренного сигнала угла крена с коэффициентом С1, второй сигнал g2(t) - усилением с коэффициентом
Figure 00000012
сигнала угловой скорости летательного аппарата, третий сигнал d(t) - усилением с коэффициентом
Figure 00000013
сигнала угла элеронов, фильтруют обобщенный сигнал
Figure 00000014
с использованием динамического звена второго порядка с постоянными параметрами C1, C2 и формируют первый F1(t) и второй F2(t) выходные сигналы этого звена так, чтобы сигнал F2(t) являлся производной сигнала F1(t), а начальные значения F1(0), F1(0) совпадали соответственно с начальными измеренными значениями угла крена γ(0) и угловой скорости ω(0) формируют сигнал S1(t) путем вычитания сигнала F1(t) из измеренного сигнала угла крена γ(t), формируют сигнал S2(t) путем вычитания сигнала F2(t) из измеренного сигнала угловой скорости ω(t) по крену, получают сигнал w1(t) путем усиления с коэффициентом C1 сигнала S1(t), получают сигнал w2(t) путем усиления с коэффициентом C2 сигнала S2(t), формируют сигнал оценки
Figure 00000015
внешнего возмущения путем суммирования сигналов w1(t) и w2(t), прибавляют сформированный сигнал
Figure 00000016
к сумме е(t) сигналов е1(t), е2(t), е3(t).The specified technical result is achieved by the fact that in the known method of generating the control signal of the aircraft, which consists in measuring the current signal of the angular position of the aircraft, measuring the signal of the angular velocity of the aircraft, generating signal estimates
Figure 00000006
,
Figure 00000007
dynamic parameters, set constant signals L 1 , L 2 , form the total signal e (t) from three signals, while the first signal e 1 (t) in the sum is obtained by amplification with a coefficient L 1 of the measured roll angle signal, the second signal e 2 (t) is the gain with the coefficient L 2 of the signal of the angular velocity of the aircraft, the third signal e 3 (t) is the gain with the coefficient
Figure 00000008
the signal of the angular velocity of the aircraft, measure the signal of the angular position of the ailerons, form the signal z (t) by dividing the total signal e (t) by the dynamic parameter estimation signal
Figure 00000009
and generating an output signal u (t) by limiting and inverting the signal z (t), additionally generating an external disturbance estimation signal
Figure 00000010
by generating a generalized signal
Figure 00000011
consisting of the sum of three additional signals g 1 (t), g 2 (t) and d (t), while the first signal g 1 (t) is obtained by amplification of the measured roll angle signal with coefficient C 1 , the second signal g 2 (t ) - gain with coefficient
Figure 00000012
the signal of the angular velocity of the aircraft, the third signal d (t) - gain with the coefficient
Figure 00000013
aileron angle signal, filter the generalized signal
Figure 00000014
using a second-order dynamic link with constant parameters C 1 , C 2 and form the first F 1 (t) and second F 2 (t) output signals of this link so that the signal F 2 (t) is a derivative of the signal F 1 (t) and the initial values of F 1 (0), F 1 (0) coincided with the initial measured values of the angle of heel γ (0) and the angular velocity ω (0) form the signal S 1 (t) by subtracting the signal F 1 (t) from the measured signal of the angle of heel γ (t), form the signal S 2 (t) by subtracting the signal F 2 (t) from the measured signal of the angular velocity ω (t) from the roll, receive a signal al w 1 (t) by amplification with a coefficient C 1 of the signal S 1 (t), receive a signal w 2 (t) by amplifying with a coefficient C 2 of the signal S 2 (t), form an evaluation signal
Figure 00000015
external disturbance by summing the signals w 1 (t) and w 2 (t), add the generated signal
Figure 00000016
to the sum of e (t) signals e 1 (t), e 2 (t), e 3 (t).

Указанный технический результат достигается и тем, что в известное устройство, содержащее измеритель углового положения ЛА по крену, измеритель угловой скорости по крену, измеритель углового положения элеронов, первый задатчик параметров, блок формирования динамических параметров, первый, второй и третий блоки умножения, первый блок суммирования, блок деления и блок ограничения-инвертирования, выход которого является входом на исполнительное устройство ЛА, при этом первый выход измерителя углового положения по крену соединен с первым входом первого блока умножения, второй вход которого соединен с первым выходом первого задатчика параметров, первый выход измерителя угловой скорости по крену соединен с первым входом второго блока умножения, второй вход которого соединен со вторым выходом первого задатчика параметров, первый выход блока формирования динамических параметров соединен с первым входом третьего блока умножения, второй вход которого соединен с первым выходом измерителя угловой скорости по крену, выходы первого, второго и третьего блоков умножения соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами первого блока суммирования, выход которого соединен с первым входом блока деления, второй вход которого соединен со вторым выходом блока формирования динамических параметров, выход блока деления соединен со входом блока ограничения-инвертирования, выход которого является выходом устройства, дополнительно введены второй задатчик параметров, первый блок вычитания, четвертый, пятый и шестой блоки умножения, второй блок суммирования, блок фильтрации, блок оценивания возмущения, при этом первый выход измерителя углового положения по крену соединен с первым входом четвертого блока умножения, второй вход которого соединен с первым выходом второго задатчика параметров, второй выход второго задатчика параметров соединен со вторым входом первого блока вычитания, первый вход которого соединен с первым выходом блока формирования динамических параметров, выход первого блока вычитания соединен со вторым входом пятого блока умножения, первый вход которого соединен с первым выходом измерителя угловой скорости по крену, выход измерителя углового положения элеронов соединен со вторым входом шестого блока умножения, первый вход которого соединен со вторым выходом блока формирования динамических параметров, выходы четвертого, пятого и шестого блоков умножения соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами второго блока суммирования, выход которого соединен с первым сигнальным входом блока фильтрации, второй и третий параметрические входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами второго задатчика параметров, а четвертый и пятый параметрические входы - со вторыми параметрическими выходами измерителей углового положения и угловой скорости крена соответственно, первый и второй выходы блока фильтрации соединены соответственно с первым и вторым сигнальными входами блока оценивания возмущения, третий и четвертый параметрические входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами второго задатчика параметров, а пятый и шестой сигнальные входы - с первыми сигнальными выходами измерителей углового положения и угловой скорости крена соответственно, выход блока оценивания возмущения присоединен к четвертому входу первого блока суммирования. При этом блок фильтрации содержит последовательно соединенные третий блок суммирования, второй и первый интеграторы-усилители и первый блок умножения-инвертирования, а также второй блок умножения-инвертирования, первый сигнальный вход которого соединен с выходом второго интегратора-усилителя, а выход - с третьим входом третьего блока суммирования, выход первого блока умножения-инвертирования соединен со вторым входом третьего блока суммирования, вторые параметрические входы первого и второго интеграторов-усилителей являются соответственно четвертым и пятым параметрическими входами блока фильтрации, вторые параметрические входы первого и второго умножителей-инверторов являются соответственно вторым и третьим параметрическими входами блока фильтрации, выходы первого и второго интеграторов-усилителей являются соответственно первым и вторым выходами блока фильтрации. Вместе с тем, блок оценивания возмущения содержит второй и третий блоки вычитания, седьмой и восьмой блоки умножения и четвертый блок суммирования, при этом первый вход второго блока вычитания и первый вход третьего блока вычитания являются соответственно пятым и шестым сигнальными входами блока оценивания возмущения, а второй вход второго блока вычитания и второй вход третьего блока вычитания являются соответственно первым и вторым выходами блока фильтрации, выходы второго и третьего блоков вычитания соединены соответственно с первыми сигнальными входами седьмого и восьмого блоков умножения, вторые параметрические входы которых являются третьим и четвертым параметрическими входами блока оценивания возмущения, выходы седьмого и восьмого блоков умножения соединены соответственно с первым и вторым входами четвертого блока суммирования, выход которого является выходом блока оценивания возмущения.The specified technical result is achieved by the fact that in the known device containing a meter of angular position of the aircraft in roll, a meter of angular velocity in roll, a meter of angular position of ailerons, a first parameter generator, a block for generating dynamic parameters, the first, second and third multiplication blocks, the first block summation, division unit and restriction-inversion unit, the output of which is the input to the LA actuator, while the first output of the roll angle meter is connected to the first the input of the first multiplication unit, the second input of which is connected to the first output of the first parameter setter, the first output of the angular velocity meter roll is connected to the first input of the second multiplication unit, the second input of which is connected to the second output of the first parameter setter, the first output of the dynamic parameter generating unit is connected to the first input of the third block of multiplication, the second input of which is connected to the first output of the angular velocity meter roll, the outputs of the first, second and third blocks of multiplication are connected s respectively with the first, second and third inputs of the first summing unit, the output of which is connected to the first input of the division unit, the second input of which is connected to the second output of the dynamic parameter generation unit, the output of the division unit is connected to the input of the restriction-inversion unit, the output of which is the output of the device additionally introduced a second parameter adjuster, a first subtraction unit, a fourth, fifth and sixth multiplication unit, a second summing unit, a filtering unit, a perturbation estimation unit, wherein the first roll angle meter output is connected to the first input of the fourth multiplication unit, the second input of which is connected to the first output of the second parameter setter, the second output of the second parameter setter is connected to the second input of the first subtraction unit, the first input of which is connected to the first output of the dynamic parameter generating unit , the output of the first subtraction block is connected to the second input of the fifth multiplication block, the first input of which is connected to the first output of the roll angular velocity meter, the output and the aileron angular position gauge is connected to the second input of the sixth multiplication unit, the first input of which is connected to the second output of the dynamic parameter generation unit, the outputs of the fourth, fifth and sixth multiplication units are connected respectively to the first, second and third inputs of the second summing unit, the output of which is connected to the first the signal input of the filtering unit, the second and third parametric inputs of which are connected respectively to the first and second outputs of the second parameter setter, and the fourth and heels th parametric inputs - with the second parametric outputs of the angular position and roll angular velocity meters, respectively, the first and second outputs of the filtering unit are connected respectively to the first and second signal inputs of the disturbance estimation unit, the third and fourth parametric inputs of which are connected respectively to the first and second outputs of the second master parameters, and the fifth and sixth signal inputs - with the first signal outputs of the meters of angular position and angular roll velocity, respectively , the output of the perturbation estimation unit is connected to the fourth input of the first summing unit. In this case, the filtering unit contains a third summation unit connected in series, a second and first integrator-amplifiers and a first multiplication-invert unit, as well as a second multiplication-invert unit, the first signal input of which is connected to the output of the second integrator-amplifier, and the output to the third input of the third summing unit, the output of the first multiplication-inverting unit is connected to the second input of the third summing unit, the second parametric inputs of the first and second integrator-amplifiers are respectively GOVERNMENTAL fourth and fifth inputs of the parametric filtering unit, the second parametric inputs of the first and second multipliers inverters are respectively second and third inputs of the parametric filtering unit, the outputs of the first and second integrators, amplifiers are respectively first and second outputs of the filtering unit. At the same time, the perturbation estimation block contains the second and third subtraction blocks, the seventh and eighth multiplication blocks and the fourth summing block, while the first input of the second subtraction block and the first input of the third subtraction block are the fifth and sixth signal inputs of the perturbation estimation block, and the second the input of the second subtraction block and the second input of the third subtraction block are respectively the first and second outputs of the filtering block, the outputs of the second and third subtraction blocks are connected respectively to the first the signal inputs of the seventh and eighth multiplication units, the second parametric inputs of which are the third and fourth parametric inputs of the perturbation estimation unit, the outputs of the seventh and eighth multiplication units are connected respectively to the first and second inputs of the fourth summing unit, the output of which is the output of the perturbation evaluation unit.

На фиг. 1 представлена блок-схема устройства формирования сигнала стабилизации с оценкой и компенсацией внешнего возмущения, реализующая предложенный способ; на фиг. 2 - структурная схема блока фильтрации; на фиг. 3 - структурная схема блока оценивания возмущения; на фиг. 4 - статическая характеристика блока ограничения-интегрирования.In FIG. 1 shows a block diagram of a device for generating a stabilization signal with evaluation and compensation of an external disturbance that implements the proposed method; in FIG. 2 is a block diagram of a filtration unit; in FIG. 3 is a block diagram of a perturbation estimation unit; in FIG. 4 is a static characteristic of the restriction-integration block.

Устройство формирования сигнала стабилизации с оценкой и компенсацией внешнего возмущения в канале управления креном ЛА (фиг. 1) содержит измеритель углового положения по крену 1 (ИУПК), первый блок умножения 2 (1БУ), первый задатчик параметров 3 (1 ЗП), измеритель угловой скорости по крену 4 (ИУСК), измеритель углового положения элеронов 15 (ИУПЭ), второй блок умножения 5 (2БУ), блок формирования динамических параметров 6 (БФДП), третий блок умножения 7 (ЗБУ), первый блок суммирования 8 (1БС), блок деления 9 (БД), блок ограничения-инвертирования 10 (БОИ), выход которого является входом на исполнительное устройство (на чертеже не показано) летательного аппарата, второй задатчик параметров 11 (2 ЗП), четвертый блок умножения 12 (4БУ), первый блок вычитания 13 (1БВ), пятый блок умножения 14 (БВУ), шестой блок умножения 16 (6БУ), второй блок суммирования 17 (2БС), блок фильтрации 18 (БФ), блок оценивания возмущения 19 (БОВ), при этом первый выход измерителя углового положения по крену 1 (ИУПК) соединен с первым входом первого блока умножения 2 (1БУ), второй вход которого соединен с первым выходом первого задатчика параметров 3 (1 ЗП), первый выход измерителя угловой скорости по крену 4 (ИУСК) соединен с первым входом второго блока умножения 5 (2БУ), второй вход которого соединен со вторым выходом первого задатчика параметров 3 (1 ЗП), первый выход блока формирования динамических параметров 6 (БФДП) соединен с первым входом третьего блока умножения 7 (3БУ), второй вход которого соединен с первым выходом измерителя угловой скорости по крену 4 (ИУСК), выходы первого 2 (1БУ), второго 5 (2БУ) и третьего 7 (ЗБУ) блоков умножения соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами первого блока суммирования 8 (1БС), выход которого соединен с первым входом блока деления 9 (БД), второй вход которого соединен со вторым выходом блока формирования динамических параметров 6 (БФДП), выход блока деления 9 (БД) соединен со входом блока ограничения-инвертирования 10 (БОИ), первый выход измерителя углового положения по крену 1 (ИУПК) соединен с первым входом четвертого блока умножения 12 (4БУ), второй вход которого соединен с первым выходом второго задатчика параметров 11 (2 ЗП), второй выход второго задатчика параметров 11 (2 ЗП) соединен со вторым входом первого блока вычитания 13 (1БВ), первый вход которого соединен с первым выходом блока формирования динамических параметров 6 (БФДП), выход первого блока вычитания 13 (1БВ) соединен со вторым входом пятого блока умножения 14 (5БУ), первый вход которого соединен с первым выходом измерителя угловой скорости по крену 4 (ИУСК), выход измерителя углового положения элеронов 15 (ИУПЭ) соединен со вторым входом шестого блока умножения 16 (6БУ), первый вход которого соединен со вторым выходом блока формирования динамических параметров 6 (БФДП), выходы четвертого 12 (4БУ), пятого 14 (5БУ) и шестого 16 (6БУ) блоков умножения соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами второго блока суммирования 17 (2БС), выход которого соединен с первым сигнальным входом блока фильтрации 18 (БФ), второй и третий параметрические входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами второго задатчика параметров 11 (2 ЗП), а четвертый и пятый параметрические входы - со вторыми параметрическими выходами измерителей углового положения 1 (ИУПК) и угловой скорости крена 4 (ИУСК) соответственно, первый и второй выходы блока фильтрации 18 (БФ) соединены соответственно с первым и вторым сигнальными входами блока оценивания возмущения 19 (БОВ), третий и четвертый параметрические входы которого соединены с первым и вторым выходами второго задатчика параметров 11 (2 ЗП), а пятый и шестой сигнальные входы - с первыми сигнальными выходами измерителей углового положения 1 (ИУПК) и угловой скорости крена 4 (ИУСК) соответственно, выход блока оценивания возмущения 19 (БОВ) присоединен к четвертому входу первого блока суммирования 8 (1БС). Блок фильтрации 18 (БФ) (фиг. 2) содержит последовательно соединенные третий блок суммирования 20 (3БС), второй интегратор-усилитель 22 (2ИУ), первый интегратор-усилитель 21 (1ИУ) и первый блок умножения-инвертирования 23 (1БУИ), а также второй блок умножения-инвертирования 24 (2БУИ), первый сигнальный вход которого соединен с выходом второго интегратора-усилителя 22 (2ИУ), а выход - с третьим входом третьего блока суммирования 20 (ЗБС), выход первого блока умножения-инвертирования 23 (1БУ) соединен со вторым входом третьего блока суммирования 20 (3БС), вторые параметрические входы первого 21 (1ИУ) и второго 22 (2ИУ) интеграторов-усилителей являются соответственно четвертым и пятым параметрическими входами блока фильтрации 18 (БФ), вторые параметрические входы первого 23 (1БУИ) и второго 24 (2БУИ) умножителей-инверторов являются соответственно вторым и третьим параметрическими входами блока фильтрации 18 (БФ), выходы первого 21 (1ИУ) и второго 22 (2ИУ) интеграторов-усилителей являются соответственно первым и вторым выходами блока фильтрации 18 (БФ). Блок оценивания возмущения 19 (БОВ) (фиг. 3) содержит второй блок вычитания 25 (2БВ), седьмой блок умножения 26 (7БУ), третий блок вычитания 27 (3БВ), восьмой блок умножения 28 (8БУ), четвертый блок суммирования 29 (4БС), при этом первый вход второго блока вычитания 25 (2БВ) и первый вход третьего блока вычитания 27 (3БВ) являются соответственно пятым и шестым сигнальными входами блока оценивания возмущения 19 (БОВ), а второй вход второго блока вычитания 25 (2БВ) и второй вход третьего 27 (3Б) блока вычитания являются соответственно первым и вторым выходами блока фильтрации 18 (БФ), выходы второго 25 (2БВ) и третьего 27 (3БВ) блоков вычитания соединены соответственно с первыми сигнальными входами седьмого 26 (7БУ) и восьмого 28 (8БУ) блоков умножения, вторые параметрические входы которых являются третьим и четвертым параметрическими входами блока оценивания возмущения 19 (БО), выходы седьмого 26 (7БУ) и восьмого 28 (8БУ) блоков умножения соединены соответственно с первым и вторым входами четвертого блока суммирования 29 (4БС), выход которого является выходом блока оценивания возмущения 19 (БОВ).The stabilization signal generating device with the assessment and compensation of external disturbance in the aircraft roll control channel (Fig. 1) contains a roll angular position meter 1 (IUPC), a first multiplication unit 2 (1БУ), a first parameter adjuster 3 (1 ЗП), an angular meter roll speed 4 (IUSK), aileron angular position meter 15 (IUPE), second multiplication unit 5 (2БУ), dynamic parameter formation unit 6 (BFDP), third multiplication unit 7 (ЗБУ), first summing unit 8 (1БС), division block 9 (DB), block limitation-inversion 10 (BOI), output which is the input to the executive device (not shown) of the aircraft, the second parameter adjuster 11 (2 RF), the fourth multiplication block 12 (4BU), the first subtraction block 13 (1BV), the fifth multiplication block 14 (BVU), the sixth a multiplication unit 16 (6BU), a second summing unit 17 (2BS), a filtering unit 18 (BF), a disturbance estimation unit 19 (BOV), while the first output of the roll angle meter 1 (IUPC) is connected to the first input of the first multiplication unit 2 (1БУ), the second input of which is connected to the first output of the first parammeter ditch 3 (1 RF), the first output of the roll angular velocity meter 4 (IMSC) is connected to the first input of the second multiplication unit 5 (2БУ), the second input of which is connected to the second output of the first parameter setter 3 (1 RF), the first output of the forming unit dynamic parameters 6 (BFDP) is connected to the first input of the third block of multiplication 7 (3BU), the second input of which is connected to the first output of the angular velocity meter for roll 4 (IUSK), the outputs of the first 2 (1BU), the second 5 (2BU) and the third 7 (ZBU) blocks of multiplication are connected respectively with the first, second and third the inputs of the first summing unit 8 (1BS), the output of which is connected to the first input of the division unit 9 (DB), the second input of which is connected to the second output of the unit for generating dynamic parameters 6 (BFDP), the output of the division unit 9 (DB) is connected to the input of the restriction unit -invert 10 (BOI), the first output of the roll angle meter 1 (IUPC) is connected to the first input of the fourth multiplication unit 12 (4БУ), the second input of which is connected to the first output of the second parameter setter 11 (2 RF), the second output of the second setter parameters 11 (2 RFP) soy is dined with the second input of the first subtraction block 13 (1BV), the first input of which is connected to the first output of the dynamic parameter formation block 6 (BFDP), the output of the first subtraction block 13 (1BV) is connected to the second input of the fifth multiplication block 14 (5BU), the first input which is connected to the first output of the roll angular velocity meter 4 (IUSK), the output of the aileron angular position meter 15 (IUPE) is connected to the second input of the sixth multiplication unit 16 (6БУ), the first input of which is connected to the second output of the dynamic parameter formation unit 6 ( BFDP), the outputs of the fourth 12 (4BU), fifth 14 (5BU) and sixth 16 (6BU) multiplication units are connected respectively to the first, second and third inputs of the second summing unit 17 (2BS), the output of which is connected to the first signal input of the filtering unit 18 (BF), the second and third parametric inputs of which are connected respectively to the first and second outputs of the second parameter setter 11 (2 RF), and the fourth and fifth parametric inputs - with the second parametric outputs of the angular position measuring instruments 1 (IUPC) and the angular roll speed 4 ( IUSK) respectively Actually, the first and second outputs of the filtering unit 18 (BF) are connected respectively to the first and second signal inputs of the disturbance estimator 19 (BOV), the third and fourth parametric inputs of which are connected to the first and second outputs of the second parameter setter 11 (2 RF), and the fifth and sixth signal inputs - with the first signal outputs of the angular position measuring instruments 1 (IUPC) and the angular roll speed 4 (IUSK), respectively, the output of the disturbance estimation unit 19 (BOV) is connected to the fourth input of the first summing unit 8 (1БС). The filtering unit 18 (BF) (FIG. 2) contains a third summation unit 20 (3BS) connected in series, a second integrator-amplifier 22 (2IU), a first integrator-amplifier 21 (1IU) and a first multiplication-invert 23 (1BUI), as well as a second multiplication-inversion unit 24 (2 BUI), the first signal input of which is connected to the output of the second integrator-amplifier 22 (2IU), and the output is connected to the third input of the third summing unit 20 (CBS), the output of the first multiplication-inversion unit 23 ( 1BU) is connected to the second input of the third summing unit 20 (3BS), the second the ametric inputs of the first 21 (1IU) and second 22 (2IU) integrator-amplifiers are the fourth and fifth parametric inputs of the filtering unit 18 (BF), respectively, the second parametric inputs of the first 23 (1BUI) and the second 24 (2BUI) inverter multipliers are respectively the second and the third parametric inputs of the filtering unit 18 (BF), the outputs of the first 21 (1IU) and second 22 (2IU) integrator-amplifiers are respectively the first and second outputs of the filtering unit 18 (BF). The disturbance estimation block 19 (BOV) (Fig. 3) contains the second subtraction block 25 (2BV), the seventh multiplication block 26 (7BU), the third subtraction block 27 (3BV), the eighth multiplication block 28 (8BU), the fourth summation block 29 ( 4BS), while the first input of the second subtraction block 25 (2BV) and the first input of the third subtraction block 27 (3BV) are the fifth and sixth signal inputs of the disturbance estimation block 19 (BOV), and the second input of the second subtraction block 25 (2BV) and the second input of the third 27 (3B) subtraction block are respectively the first and second outputs of the filter block Fraction 18 (BF), the outputs of the second 25 (2BV) and third 27 (3BV) subtraction blocks are connected respectively to the first signal inputs of the seventh 26 (7BU) and eighth 28 (8BU) multiplication blocks, the second parametric inputs of which are the third and fourth parametric inputs the disturbance estimator 19 (BO), the outputs of the seventh 26 (7БУ) and the eighth 28 (8БУ) multiplication units are connected respectively to the first and second inputs of the fourth summation block 29 (4БС), the output of which is the output of the disturbance estimator 19 (BOV).

Обозначения входных и выходных сигналов, принятые на фиг. 1-4:The designations of the input and output signals adopted in FIG. 1-4:

γ(t), γ(0) - сигнальный и параметрический выходы измерителя углового положения по крену 1 (ИУПК);γ (t), γ (0) - signal and parametric outputs of the meter of angular position along the roll 1 (IUPK);

е1(t) - выход первого блока умножения 2 (1БУ);е 1 (t) - output of the first block of multiplication 2 (1БУ);

L1, L2 - параметрические выходы первого задатчика параметров 3 (1 ЗП);L 1 , L 2 - parametric outputs of the first parameter setter 3 (1 RF);

ω(t), ω(0) - сигнальный и параметрический выходы измерителя угловой скорости по крену 4 (ИУСК);ω (t), ω (0) - signal and parametric outputs of the angular velocity meter roll 4 (IUSK);

е2(t) - выход второго блока умножения 5 (2БУ);e 2 (t) is the output of the second block of multiplication 5 (2BU);

Figure 00000017
,
Figure 00000018
- параметрические выходы блока формирования динамических параметров 6 (БФДП);
Figure 00000017
,
Figure 00000018
- parametric outputs of the unit for the formation of dynamic parameters 6 (BFDP);

е3(t) - выход третьего блока умножения 7 (3БУ);е 3 (t) - output of the third block of multiplication 7 (3БУ);

е(t) - выход первого блока суммирования 8 (1БС);e (t) is the output of the first summing block 8 (1BS);

z(t) - выход блока деления 9 (БД);z (t) is the output of the division unit 9 (DB);

u(t) - выход блока ограничения-инвертирования 10 (БОИ);u (t) is the output of the restriction-inversion block 10 (BOI);

C1, C2 - параметрические выходы второго задатчика параметров 11 (2 ЗП);C 1 , C 2 - parametric outputs of the second parameter setter 11 (2 RF);

g1(t), g2(t), d(t) - выходы четвертого 12 (4БУ), пятого 14 (5БУ) и шестого 16 (6БУ) блоков умножения;g 1 (t), g 2 (t), d (t) - outputs of the fourth 12 (4BU), fifth 14 (5BU) and sixth 16 (6BU) multiplication blocks;

m(t) - выход первого блока вычитания 13 (1БВ);m (t) is the output of the first subtraction block 13 (1BV);

δ(t) - выход измерителя углового положения элеронов 15 (ИУПЭ);δ (t) is the output of the meter for the angular position of the ailerons 15 (IUPE);

Figure 00000014
- выход второго блока суммирования 17 (2БС);
Figure 00000014
- the output of the second summation block 17 (2BS);

F1(t), F2(t) - первый и второй выходы блока фильтрации 19 (БФ), которые являются выходами первого 21 (1ИУ) и второго 22 (2ИУ) интеграторов-усилителей;F 1 (t), F 2 (t) - the first and second outputs of the filtering unit 19 (BF), which are the outputs of the first 21 (1IU) and second 22 (2IU) integrator-amplifiers;

Figure 00000019
- выход блока оценивания возмущения 19 (БОВ), который является выходом четвертого блока суммирования 29 (4БС);
Figure 00000019
- the output of the perturbation estimation unit 19 (BOV), which is the output of the fourth summation unit 29 (4BS);

σ(t) - выход третьего блока суммирования 20 (3БС);σ (t) is the output of the third summing block 20 (3BS);

y1(t), y2(t) - выходы первого 23 (1БУИ) и второго 24 (2БУИ) блоков умножения-инвертирования;y 1 (t), y 2 (t) - outputs of the first 23 (1 BUI) and the second 24 (2 BUI) blocks of multiplication-inversion;

S1(t), S2(t) - выходы второго 25 (2БВ) и третьего 27 (3БВ) блоков вычитания;S 1 (t), S 2 (t) - outputs of the second 25 (2BV) and third 27 (3BV) subtraction blocks;

w1(t), w2(t) - выходы седьмого 26 (7БУ) и восьмого 28 (8БУ) блоков умножения.w 1 (t), w 2 (t) - outputs of the seventh 26 (7БУ) and eighth 28 (8БУ) multiplication blocks.

Работа устройства формирования сигнала компенсации внешнего возмущения в канале управления креном ЛА, реализующее предложенный способ, описывается следующими уравнениями.The operation of the device for generating an external disturbance compensation signal in the aircraft roll control channel that implements the proposed method is described by the following equations.

Измерители 1 и 2 измеряют текущие сигналы угла крена γ(t) и угловой скорости ω(t) ЛА, описываемого системой дифференциальных уравненийMeters 1 and 2 measure the current signals of the angle of heel γ (t) and the angular velocity ω (t) of the aircraft, described by a system of differential equations

Figure 00000020
,
Figure 00000020
,

Figure 00000021
Figure 00000021

и в момент времени t=0 запоминают, а на интервале функционирования J сохраняют значенияand at time t = 0 they memorize, and on the interval of operation J, values are stored

Figure 00000022
Figure 00000022

Здесь

Figure 00000023
,
Figure 00000024
- динамические параметры ЛА, зависящие от скоростного напора q;Here
Figure 00000023
,
Figure 00000024
- dynamic parameters of the aircraft, depending on the pressure head q;

δ(t) - угол отклонения элеронов;δ (t) is the angle of deviation of the ailerons;

w(t) - неконтролируемое (недоступное приборному измерению) внешнее возмущение.w (t) is an uncontrolled (inaccessible to instrument measurement) external disturbance.

Закон управления задают в видеThe control law is given in the form

Figure 00000025
Figure 00000025

где

Figure 00000026
- сигнал компенсации неконтролируемого возмущения w(t),Where
Figure 00000026
- compensation signal of an uncontrolled disturbance w (t),

Figure 00000027
Figure 00000027

передаточные числа автомата стабилизации, которые формируют с учетом оценок

Figure 00000028
,
Figure 00000029
, получаемых на выходе блока формирования динамических параметров 6.gear ratios of the stabilization machine, which are formed taking into account the estimates
Figure 00000028
,
Figure 00000029
obtained at the output of the block for the formation of dynamic parameters 6.

Полагают, что с приемлемой для практики точностью выполняются равенстваIt is believed that equalities are acceptable with practice accuracy.

Figure 00000030
Figure 00000030

Получают уравнение замкнутой системы путем подстановки (3) в (1) и равносильных преобразованийThe closed-loop equation is obtained by substituting (3) in (1) and equivalent transformations

Figure 00000031
Figure 00000031

Рассматривают модель замкнутой системы, описываемую уравнениемConsider a closed-loop model described by the equation

Figure 00000032
Figure 00000032

Здесь L1, L2 - постоянные коэффициенты, такие, чтоHere L 1 , L 2 are constant coefficients such that

Figure 00000033
Figure 00000033

а λ1, λ2 являются действительными и отрицательными корнями характеристического уравненияand λ 1 , λ 2 are the real and negative roots of the characteristic equation

Figure 00000034
Figure 00000034

Задают корни λ1, λ2 так, чтобы получить желаемые вид и время установления переходного процесса по

Figure 00000035
в системе (7).The roots λ 1 , λ 2 are set so as to obtain the desired form and time of establishment of the transient process
Figure 00000035
in system (7).

Приравнивают коэффициенты при одинаковых производных в обеих частях уравнений (6) и (7). В результате получают явный вид функций (4) и с учетом (5)Equate the coefficients of the same derivatives in both sides of equations (6) and (7). As a result, we obtain the explicit form of functions (4) and taking into account (5)

Figure 00000036
Figure 00000036

а также условия полной компенсации влияния неконтролируемого внешнего возмущения на угол крена ЛА:as well as the conditions for the full compensation of the influence of an uncontrolled external disturbance on the roll angle of the aircraft:

Figure 00000037
Figure 00000037

Примечание: здесь и далее аргумент (q) для краткости опущен.Note: hereinafter, the argument (q) is omitted for brevity.

Блоки 1-10 реализуют закон управления (3), (10) при условии, что u(t) - δ(t). При этом на выходе блока 8 формируется суммарный сигнал

Figure 00000038
, включающий дополнительный сигнал компенсации
Figure 00000039
с выхода блока 19. В блоке 10 наряду с ограничением производится надлежащий выбор знака выходного сигнала u(t) (фиг. 4), обеспечивающий получение отрицательной обратной связи в системе управления каналом крена. Вход-выходная (статическая) характеристика блока 10 (фиг. 4) имеет видBlocks 1-10 implement the control law (3), (10) provided that u (t) - δ (t). In this case, at the output of block 8, a total signal is formed
Figure 00000038
including an additional compensation signal
Figure 00000039
from the output of block 19. In block 10, along with the restriction, an appropriate choice is made of the sign of the output signal u (t) (Fig. 4), which provides negative feedback in the roll channel control system. The input-output (static) characteristic of block 10 (Fig. 4) has the form

Figure 00000040
,
Figure 00000040
,

Степень ослабления влияния неконтролируемого внешнего возмущения на отклонение угла крена оценивается с помощью неравенстваThe degree of attenuation of the influence of an uncontrolled external disturbance on the deviation of the angle of heel is estimated using the inequality

Figure 00000041
Figure 00000041

где ε>0 - заданная константа.where ε> 0 is a given constant.

Строят алгоритм, позволяющий сформировать сигнал оценки

Figure 00000042
неконтролируемого внешнего возмущения w(t) по вычисленным текущим оценкам
Figure 00000043
,
Figure 00000044
и по измеренным текущим значениями γ(t), ω(t), δ(t), а также по начальным данным γ(0), ω(0). С этой целью записывают систему в форме, удобной для оценивания неконтролируемого возмущения w(t):Build an algorithm to generate an evaluation signal
Figure 00000042
uncontrolled external disturbance w (t) according to the calculated current estimates
Figure 00000043
,
Figure 00000044
and from the measured current values of γ (t), ω (t), δ (t), as well as from the initial data γ (0), ω (0). For this purpose, a system is written in a form convenient for estimating an uncontrolled disturbance w (t):

Figure 00000045
Figure 00000045

Figure 00000046
Figure 00000046

Точное решение уравнения (13) записывают в видеThe exact solution of equation (13) is written as

Figure 00000047
Figure 00000047

в котором векторы в правой части удовлетворяют уравнениямin which the vectors on the right-hand side satisfy the equations

Figure 00000048
Figure 00000048

Figure 00000049
Figure 00000049

С учетом обозначений, принятых на фиг. 2, систему (16) представляют в развернутом видеIn view of the notation adopted in FIG. 2, the system (16) is presented in expanded form

Figure 00000050
Figure 00000050

Figure 00000051
Figure 00000051

Figure 00000052
Figure 00000052

Figure 00000053
Figure 00000053

а затем - в скалярной формеand then in scalar form

Figure 00000054
Figure 00000054

В свою очередь решение уравнения (16) представляют в формеIn turn, the solution of equation (16) is represented in the form

Figure 00000055
Figure 00000055

в которой матрица и вектор в правой части являются решениями следующих дифференциальных уравнений:in which the matrix and vector on the right side are solutions of the following differential equations:

Figure 00000056
Figure 00000056

Figure 00000057
Figure 00000057

Figure 00000058
Figure 00000058

После подстановки (15), (17), (19) - (21) в уравнение (13) и несложных преобразований получают тождество. Это подтверждает справедливость представления (15).After substituting (15), (17), (19) - (21) into equation (13) and simple transformations, we obtain the identity. This confirms the validity of the representation (15).

По виду реакции системы (17) на единичную ступенчатую функцию w(t)-1(t) определяют типовые показатели качества оценивания неконтролируемого внешнего возмущения, а именно:By the type of reaction of system (17) to a unit step function w (t) -1 (t), typical indicators of the quality of estimation of an uncontrolled external disturbance are determined, namely:

а) время нарастанияa) rise time

tH=[ln(-µ2)-ln(-µ1)]/(µ1-µ2),t H = [ln (-µ 2 ) -ln (-µ 1 )] / (µ 1 -µ 2 ),

которое находят из условия

Figure 00000059
,which is found from the condition
Figure 00000059
,

б) время установленияb) time of establishment

ty≅5.5tH.t y ≅5.5t H.

При этом корни µ1, µ2 характеристического уравненияMoreover, the roots µ 1 , µ 2 of the characteristic equation

µ2+C2µ+C1=0µ 2 + C 2 µ + C 1 = 0

матрицыmatrices

Figure 00000060
Figure 00000060

выбирают действительными, различными и отрицательными, а элементы C1, C2 вычисляют по формуламchoose real, different and negative, and the elements C 1 , C 2 are calculated by the formulas

С1=µ1µ2, С2=-(µ1+µ2).C 1 = µ 1 µ 2 , C 2 = - (µ 1 + µ 2 ).

Находят неизвестный вектор [S1(t), S2(t)]T из уравнения (15)Find the unknown vector [S 1 (t), S 2 (t)] T from equation (15)

Figure 00000061
Figure 00000061

Вектор [γ(t),ω(t)]T получают с помощью измерителей 1, 4, а векторные сигналы [F1(t), F2(t)] - путем интегрирования уравнения (16) в блоке фильтрации 18.The vector [γ (t), ω (t)] T is obtained using meters 1, 4, and the vector signals [F 1 (t), F 2 (t)] are obtained by integrating equation (16) in the filtering unit 18.

Из первого уравнения в системе (17) находятFrom the first equation in system (17) find

Figure 00000062
Figure 00000062

и записывают (17) в скалярной формеand write (17) in scalar form

Figure 00000063
Figure 00000063

Из (24) получают оценку неконтролируемого возмущенияFrom (24) an estimate of the uncontrolled disturbance is obtained

Figure 00000064
Figure 00000064

и ошибку оцениванияand estimation error

Figure 00000065
Figure 00000065

Блок оценивания возмущения 19 производит вычисление по формулам (22), (25). Блок суммирования 17 формирует функцию (14), а блоки 12, 14, 16 вычисляют слагаемые в правой части (14).The perturbation estimator 19 performs the calculation using formulas (22), (25). The summing unit 17 forms the function (14), and the blocks 12, 14, 16 calculate the terms on the right-hand side of (14).

Все функции формирования сигнала компенсации могут быть реализованы на элементах автоматики и вычислительной техники [4] и программно-алгоритмически.All functions of generating a compensation signal can be implemented on the elements of automation and computer technology [4] and program-algorithm.

Предложенное решение позволяет расширить функциональные возможности и повысить динамическую точность управления в канале крена ЛА при действии неконтролируемых возмущений.The proposed solution allows you to expand the functionality and increase the dynamic control accuracy in the roll channel of the aircraft under the action of uncontrolled disturbances.

Источники информацииInformation sources

1. И.А. Михалев и др. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987 г., с. 174.1. I.A. Mikhalev et al. Automatic airplane control systems. - M.: Mechanical Engineering, 1987, p. 174.

2. Н.Т. Кузовков. Модальное управление и наблюдающие устройства. - М.: Машиностроение, 1976 г., с. 93-96.2. N.T. Bodywork. Modal control and monitoring devices. - M.: Mechanical Engineering, 1976, p. 93-96.

3. Патент №2491600, G05D 1/00, 05.06.2012 г.3. Patent No. 2491600, G05D 1/00, 05/05/2012

4. А.У. Ялышев, О.И. Разоренов. Многофункциональные аналоговые регуляционные устройства автоматики. - М.: Машиностроение, 1981 г., с. 121.4. A.U. Yalyshev, O.I. Razorenov. Multifunctional analog control devices for automation. - M.: Mechanical Engineering, 1981, p. 121.

Claims (4)

1. Способ формирования сигнала угловой стабилизации по крену летательного аппарата с оценкой и компенсацией внешнего возмущения, заключающийся в том, что измеряют текущий сигнал углового положения летательного аппарата, измеряют сигнал угловой скорости летательного аппарата, измеряют сигнал углового положения элеронов, формируют сигналы оценок
Figure 00000066
,
Figure 00000067
динамических параметров, задают постоянные сигналы L1, L2, формируют суммарный сигнал e(t) из трех сигналов, при этом первый сигнал e1(t) в составе суммы получают усилением с коэффициентом L1 измеренного сигнала угла крена, второй сигнал e2(t) - усилением с коэффициентом L2 сигнала угловой скорости летательного аппарата, третий сигнал e3(t) - усилением с коэффициентом
Figure 00000068
сигнала угловой скорости летательного аппарата, формируют сигнал z(t) путем деления суммарного сигнала e(t) на сигнал оценки динамического параметра
Figure 00000069
и формируют выходной сигнал u(t) посредством ограничения и инвертирования сигнала z(t), отличающийся тем, что образуют сигнал оценки внешнего возмущения
Figure 00000070
посредством формирования обобщенного сигнала
Figure 00000071
, состоящего из суммы трех дополнительных сигналов g1(t), g2(t) и d(t), при этом первый сигнал g1(t) получают усилением измеренного сигнала угла крена с коэффициентом C1, второй сигнал g2(t) - усилением с коэффициентом
Figure 00000072
сигнала угловой скорости летательного аппарата, третий сигнал d(t) - усилением с коэффициентом
Figure 00000073
сигнала угла элеронов, фильтруют обобщенный сигнал
Figure 00000074
с использованием динамического звена второго порядка с постоянными параметрами C1, C2 и формируют первый F1(t) и второй F2(t) выходные сигналы этого звена так, чтобы сигнал F2(t) являлся производной сигнала F1(t), а начальные значения F1(0), F2(0) совпадали соответственно с начальными измеренными значениями угла крена γ(0) и угловой скорости ω(0) формируют сигнал S1(t) путем вычитания сигнала F1(t) из измеренного сигнала угла крена γ(t), формируют сигнал S2(t) путем вычитания сигнала F2(t) из измеренного сигнала угловой скорости ω(t) по крену, получают сигнал w1(t) путем усиления с коэффициентом C1 сигнала S1(t), получают сигнал w2(t) путем усиления с коэффициентом C2 сигнала S2(t), формируют сигнал оценки
Figure 00000075
внешнего возмущения путем суммирования сигналов w1(t) и w2(t), прибавляют сформированный сигнал
Figure 00000076
к сумме e(t) сигналов e1(t), e2(t), e3(t).1. The method of generating a signal of angular stabilization by the roll of the aircraft with the assessment and compensation of external disturbances, which consists in measuring the current signal of the angular position of the aircraft, measuring the signal of the angular velocity of the aircraft, measuring the signal of the angular position of the ailerons, generating signals of estimates
Figure 00000066
,
Figure 00000067
dynamic parameters, constant signals L 1 , L 2 are set , a total signal e (t) is formed from three signals, while the first signal e 1 (t) in the sum is obtained by amplification with a coefficient L 1 of the measured roll angle signal, the second signal e 2 (t) is the gain with the coefficient L 2 of the signal of the angular velocity of the aircraft, the third signal e 3 (t) is the gain with the coefficient
Figure 00000068
the signal of the angular velocity of the aircraft, form the signal z (t) by dividing the total signal e (t) by the dynamic parameter estimation signal
Figure 00000069
and generating an output signal u (t) by limiting and inverting the signal z (t), characterized in that they form an external disturbance estimation signal
Figure 00000070
by generating a generalized signal
Figure 00000071
consisting of the sum of three additional signals g 1 (t), g 2 (t) and d (t), while the first signal g 1 (t) is obtained by amplifying the measured roll angle signal with coefficient C 1 , the second signal g 2 (t ) - gain with coefficient
Figure 00000072
the signal of the angular velocity of the aircraft, the third signal d (t) - gain with the coefficient
Figure 00000073
aileron angle signal, filter the generalized signal
Figure 00000074
using a second-order dynamic link with constant parameters C 1 , C 2 and form the first F 1 (t) and second F 2 (t) output signals of this link so that the signal F 2 (t) is a derivative of the signal F 1 (t) and the initial values of F 1 (0), F 2 (0) coincided with the initial measured values of the angle of heel γ (0) and the angular velocity ω (0) form the signal S 1 (t) by subtracting the signal F 1 (t) from the measured signal of the angle of heel γ (t), form the signal S 2 (t) by subtracting the signal F 2 (t) from the measured signal of the angular velocity ω (t) from the roll, receive a signal al w 1 (t) by amplification with a coefficient C 1 of the signal S 1 (t), receive a signal w 2 (t) by amplifying with a coefficient C 2 of the signal S 2 (t), form an evaluation signal
Figure 00000075
external disturbance by summing the signals w 1 (t) and w 2 (t), add the generated signal
Figure 00000076
to the sum of e (t) signals e 1 (t), e 2 (t), e 3 (t). 2. Устройство формирования сигнала угловой стабилизации по крену летательного аппарата с оценкой и компенсацией внешнего возмущения, содержащее измеритель углового положения летательного аппарата по крену, измеритель угловой скорости по крену, измеритель углового положения элеронов, первый задатчик параметров, блок формирования динамических параметров, первый, второй и третий блоки умножения, первый блок суммирования, блок деления и блок ограничения-инвертирования, при этом первый выход измерителя углового положения по крену соединен с первым входом первого блока умножения, второй вход которого соединен с первым выходом первого задатчика параметров, первый выход измерителя угловой скорости по крену соединен с первым входом второго блока умножения, второй вход которого соединен со вторым выходом первого задатчика параметров, первый выход блока формирования динамических параметров соединен с первым входом третьего блока умножения, второй вход которого соединен с первым выходом измерителя угловой скорости по крену, выходы первого, второго и третьего блоков умножения соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами первого блока суммирования, выход которого соединен с первым входом блока деления, второй вход которого соединен со вторым выходом блока формирования динамических параметров, выход блока деления соединен со входом блока ограничения-инвертирования, выход которого является выходом устройства, отличающееся тем, что оно содержит второй задатчик параметров, первый блок вычитания, четвертый, пятый и шестой блоки умножения, второй блок суммирования, блок фильтрации, блок оценивания возмущения, при этом первый выход измерителя углового положения по крену соединен с первым входом четвертого блока умножения, второй вход которого соединен с первым выходом второго задатчика параметров, второй выход второго задатчика параметров соединен со вторым входом первого блока вычитания, первый вход которого соединен с первым выходом блока формирования динамических параметров, выход первого блока вычитания соединен со вторым входом пятого блока умножения, первый вход которого соединен с первым выходом измерителя угловой скорости по крену, выход измерителя углового положения элеронов соединен со вторым входом шестого блока умножения, первый вход которого соединен со вторым выходом блока формирования динамических параметров, выходы четвертого, пятого и шестого блоков умножения соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами второго блока суммирования, выход которого соединен с первым сигнальным входом блока фильтрации, второй и третий параметрические входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами второго задатчика параметров, а четвертый и пятый параметрические входы - со вторыми параметрическими выходами измерителей углового положения и угловой скорости крена соответственно, первый и второй выходы блока фильтрации соединены соответственно с первым и вторым сигнальными входами блока оценивания возмущения, третий и четвертый параметрические входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами второго задатчика параметров, а пятый и шестой сигнальные входы - с первыми сигнальными выходами измерителей углового положения и угловой скорости крена соответственно, выход блока оценивания возмущения присоединен к четвертому входу первого блока суммирования.2. A device for generating a signal of angular stabilization by roll of an aircraft with evaluation and compensation of external disturbance, comprising a meter of angular position of the aircraft by roll, measure of angular velocity by roll, measure of angular position of ailerons, a first parameter generator, a block for generating dynamic parameters, first, second and a third multiplication unit, a first summing unit, a division unit, and a limiting-inverting unit, wherein the first output of the angular position meter by roll connection n with the first input of the first multiplication unit, the second input of which is connected to the first output of the first parameter setter, the first output of the roll angular velocity meter is connected to the first input of the second multiplication unit, the second input of which is connected to the second output of the first parameter setter, the first output of the dynamic generation unit parameters connected to the first input of the third block of multiplication, the second input of which is connected to the first output of the angular velocity meter roll, the outputs of the first, second and third blocks are multiplied I am connected respectively to the first, second and third inputs of the first summing unit, the output of which is connected to the first input of the division unit, the second input of which is connected to the second output of the dynamic parameter generation unit, the output of the division unit is connected to the input of the restriction-inversion unit, the output of which is the output device, characterized in that it contains a second parameter setter, a first subtraction unit, a fourth, fifth and sixth multiplication unit, a second summing unit, a filtering unit, an estimating unit I am perturbed, while the first output of the roll angle meter is connected to the first input of the fourth multiplication unit, the second input of which is connected to the first output of the second parameter setter, the second output of the second parameter setter is connected to the second input of the first subtraction unit, the first input of which is connected to the first the output of the dynamic parameter generation unit, the output of the first subtraction unit is connected to the second input of the fifth multiplication unit, the first input of which is connected to the first output of the angular velocity meter on the roll, the output of the aileron angular position meter is connected to the second input of the sixth multiplication unit, the first input of which is connected to the second output of the dynamic parameter generation unit, the outputs of the fourth, fifth and sixth multiplication units are connected respectively to the first, second and third inputs of the second summing unit, the output of which is connected to the first signal input of the filtering unit, the second and third parametric inputs of which are connected respectively to the first and second outputs of the second parameter setter ditch, and the fourth and fifth parametric inputs - with the second parametric outputs of the angular position and roll angular velocity meters, respectively, the first and second outputs of the filtration unit are connected respectively to the first and second signal inputs of the disturbance estimator, the third and fourth parametric inputs of which are connected respectively to the first and the second outputs of the second parameter setter, and the fifth and sixth signal inputs with the first signal outputs of the angular position and angular velocity meters roll, respectively, disturbance estimation unit output is connected to the fourth input of the first summation unit. 3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что блок фильтрации содержит последовательно соединенные третий блок суммирования, второй и первый интеграторы-усилители и первый блок умножения-инвертирования, а также второй блок умножения-инвертирования, первый сигнальный вход которого соединен с выходом второго интегратора-усилителя, а выход - с третьим входом третьего блока суммирования, выход первого блока умножения-инвертирования соединен со вторым входом третьего блока суммирования, вторые параметрические входы первого и второго интеграторов-усилителей являются соответственно четвертым и пятым параметрическими входами блока фильтрации, вторые параметрические входы первого и второго умножителей-инверторов являются соответственно вторым и третьим параметрическими входами блока фильтрации, выходы первого и второго интеграторов-усилителей являются соответственно первым и вторым выходами блока фильтрации.3. The device according to claim 2, characterized in that the filtering unit comprises a third summing unit, a second and first integrator-amplifiers and a first multiplication-inversion unit, as well as a second multiplication-inversion unit, the first signal input of which is connected to the output of the second integrator-amplifier, and the output is with the third input of the third summing unit, the output of the first multiplication-inverting unit is connected to the second input of the third summing unit, the second parametric inputs of the first and second integrat OOR amplifiers are the fourth and fifth parametric inputs of the filtering unit, respectively, the second parametric inputs of the first and second inverter multipliers are the second and third parametric inputs of the filtering unit, the outputs of the first and second integrator-amplifiers are the first and second outputs of the filtering unit. 4. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что блок оценивания возмущения содержит второй и третий блоки вычитания, седьмой и восьмой блоки умножения и четвертый блок суммирования, при этом первый вход второго блока вычитания и первый вход третьего блока вычитания являются соответственно пятым и шестым сигнальными входами блока оценивания возмущения, а второй вход второго блока вычитания и второй вход третьего блока вычитания являются соответственно первым и вторым выходами блока фильтрации, выходы второго и третьего блоков вычитания соединены соответственно с первыми сигнальными входами седьмого и восьмого блоков умножения, вторые параметрические входы которых являются третьим и четвертым параметрическими входами блока оценивания возмущения, выходы седьмого и восьмого блоков умножения соединены соответственно с первым и вторым входами четвертого блока суммирования, выход которого является выходом блока оценивания возмущения. 4. The device according to claim 2, characterized in that the perturbation estimation unit comprises a second and third subtraction unit, a seventh and eighth multiplication unit and a fourth summing unit, wherein the first input of the second subtraction unit and the first input of the third subtraction unit are fifth and sixth, respectively the signal inputs of the disturbance estimation unit, and the second input of the second subtraction unit and the second input of the third subtraction unit are the first and second outputs of the filtering unit, the outputs of the second and third subtraction units are connected are connected respectively to the first signal inputs of the seventh and eighth multiplication blocks, the second parametric inputs of which are the third and fourth parametric inputs of the perturbation estimation unit, the outputs of the seventh and eighth multiplication blocks are connected respectively to the first and second inputs of the fourth summing block, the output of which is the output of the perturbation estimation block .
RU2015141138/11A 2015-09-29 2015-09-29 Method of aircraft angular stabilization in roll signal generating with external disturbances estimation and compensation and device for its implementation RU2601032C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015141138/11A RU2601032C1 (en) 2015-09-29 2015-09-29 Method of aircraft angular stabilization in roll signal generating with external disturbances estimation and compensation and device for its implementation

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015141138/11A RU2601032C1 (en) 2015-09-29 2015-09-29 Method of aircraft angular stabilization in roll signal generating with external disturbances estimation and compensation and device for its implementation

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2601032C1 true RU2601032C1 (en) 2016-10-27

Family

ID=57216601

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015141138/11A RU2601032C1 (en) 2015-09-29 2015-09-29 Method of aircraft angular stabilization in roll signal generating with external disturbances estimation and compensation and device for its implementation

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2601032C1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU33553U1 (en) * 2003-07-18 2003-10-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Радуга" им. А.Я. Березняка AIRCRAFT AUTOMATIC CONTROL SYSTEM
US7908043B2 (en) * 2006-12-05 2011-03-15 Airbus France Method and device for active control of the roll of an aircraft
RU2487052C1 (en) * 2011-11-09 2013-07-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") Method of generating drone stabilisation system control signal
RU2491600C1 (en) * 2012-06-05 2013-08-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method of generating digital/analogue adaptive signal for stabilising angular position of aircraft on heading and apparatus for realising said method

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU33553U1 (en) * 2003-07-18 2003-10-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Радуга" им. А.Я. Березняка AIRCRAFT AUTOMATIC CONTROL SYSTEM
US7908043B2 (en) * 2006-12-05 2011-03-15 Airbus France Method and device for active control of the roll of an aircraft
RU2487052C1 (en) * 2011-11-09 2013-07-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") Method of generating drone stabilisation system control signal
RU2491600C1 (en) * 2012-06-05 2013-08-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method of generating digital/analogue adaptive signal for stabilising angular position of aircraft on heading and apparatus for realising said method

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Fridman et al. High-order sliding-mode observation for linear systems with unknown inputs
CN107000755B (en) Method for estimating variables affecting the dynamics of a vehicle and corresponding virtual sensor
Xiong et al. Unknown disturbance inputs estimation based on a state functional observer design
CN105043348A (en) Accelerometer gyroscope horizontal angle measurement method based on Kalman filtering
CN107991060A (en) Based on adaptive and iterative algorithm load distribution type fiber-optic discrimination method
CN106383443B (en) Anti-interference control method and system
Carvajal-Rubio et al. On the discretization of a class of homogeneous differentiators
RU2601032C1 (en) Method of aircraft angular stabilization in roll signal generating with external disturbances estimation and compensation and device for its implementation
Roj Neural network based real-time correction of transducer dynamic errors
Frantsuzova Use of a relay controller for automatic extremum seeking in nonlinear systems
Farhat et al. PI robust fault detection observer for a class of uncertain switched systems using LMIs
Rauh et al. Sensitivity-based state and parameter estimation for lithium-ion battery systems
Zhu et al. LMI-based adaptive observers for nonlinear systems
Sun et al. Robust adaptive fault estimation for a commercial aircraft oscillatory fault scenario
CN110967045A (en) Temperature effect error compensation system and design method of optical fiber sensor
Morosanu Cubic spline method and fractional steps scheme to approximate the phase-field system with non-homogeneous Cauchy-Neumann boundary conditions
El-Din et al. Second-order eigenvalue sensitivities applied to multivariable control systems
Ossmann et al. Optimization-based tuning of LPV fault detection filters for civil transport aircraft
Jibril et al. State and disturbance estimation of a linear systems using proportional integral observer
RU2657477C1 (en) Device for estimating parameters using a priori information in form of the integral of action
Megyesi et al. Influence of the sensor error model on stability and controllability of a simple autopilot of a small unmanned aircraft
Lungu et al. Adaptive control of the aircraft pitch angular motion by using the dynamic inversion principle
Jiang et al. Enhancing FOG temperature compensation using LSTM method
CN109062047B (en) Method and system for resolving slow loop control instruction based on addition information in dynamic inverse control
Victor et al. Flatness principle extension to linear fractional MIMO systems: Thermal application

Legal Events

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

Effective date: 20200930