RU2618652C1 - Система автоматизированного модального управления бокового движения летательного аппарата - Google Patents

Система автоматизированного модального управления бокового движения летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2618652C1
RU2618652C1 RU2015149472A RU2015149472A RU2618652C1 RU 2618652 C1 RU2618652 C1 RU 2618652C1 RU 2015149472 A RU2015149472 A RU 2015149472A RU 2015149472 A RU2015149472 A RU 2015149472A RU 2618652 C1 RU2618652 C1 RU 2618652C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
signal
input
control
output
aircraft
Prior art date
Application number
RU2015149472A
Other languages
English (en)
Inventor
Денис Александрович Михайлин
Владимир Леонидович Похваленский
Григорий Михайлович Синевич
Original Assignee
Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега"
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 Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" filed Critical Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега"
Priority to RU2015149472A priority Critical patent/RU2618652C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2618652C1 publication Critical patent/RU2618652C1/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft

Landscapes

  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

Система автоматизированного модального управления (САМУ) боковым движением летательных аппаратов содержит датчик угловой скорости крена, два изодромных фильтра, два ограничителя, четыре сумматора, два звена с зоной нечувствительности, два звена с зоной нечувствительности и ограничением, привод элеронов, элероны, датчик положения ручки управления, привод руля направления, руль направления, вычислитель алгоритма модального управления (ВАМУ), блок формирования сигналов управления, блок формирования сигнала усредненного приведенного коэффициента боковой аэродинамической силы, блок эталонной передаточной функции системы, два блока невязки, соединенные определенным образом. Обеспечивается улучшение управления летательным аппаратом в боковой плоскости. 2 ил.

Description

Система автоматизированного модального управления бокового движения летательного аппарата.
Изобретение относится к области систем автоматического управления (САУ) боковым движением летательного аппарата (ЛА).
Известные способы построения САУ, обеспечивающих управление боковым движением высокоманевренного ЛА, описаны, в частности, в патентах RU 2096263, В64С 13/18, опубл. 1997.11.20; RU 2272747, В64С 13/18, опубл. 2006.03.27; в а.с. SU 749030, В64С 13/18, опубл. 2004.10.27.
Для реализации известных способов управления ЛА применяют методы модального управления, основанные на выборе полюсов передаточной функции замкнутой системы или корней ее характеристического уравнения. Если все составляющие вектора состояния объекта могут быть измерены и модель динамики объекта линейна, то обеспечение заданного расположения корней замкнутой системы не вызывает трудности. Требуемое расположение корней характеристического уравнения для каждого объекта определяется в отдельности.
Если передаточная функция замкнутой системы не содержит нулей, то решение задачи требуемого расположения корней характеристического уравнения можно осуществить с помощью классического метода стандартных коэффициентов. Далее оценка соответствия полученных коэффициентов знаменателя передаточной функции оценивается по характеру переходных процессов в замкнутой системе [1].
Существующие методы автоматического управления ЛА требуют корректировки в полете передаточных чисел законов управления в зависимости от изменения угла атаки при изменении аэродинамических и массо-инерционных характеристик объекта.
Наиболее близкой по достигаемому техническому результату, выбранной в качестве прототипа, принимается САУ боковым движением ЛА, реализующая способ автоматического управления боковым движением высокоманевренного самолета, при котором в качестве параметра, связанного с воздействием летчика, используют перемещение ручки управления, при этом в каналах крена и рысканья формируют сигналы управления, пропорциональные перемещению ручки управления, с использованием префильтров, а также формируют демпфирующие изодромированные сигналы угловых скоростей крена и рысканья, величины которых при их малых значениях приравнивают нулю, сформированные сигналы суммируют, полученные суммарные сигналы динамически ограничивают посредством интегрирующих звеньев соответствующих префильтров каналов крена и рысканья, для чего используют данные сигналы в качестве сигналов обратной связи, которые поступают на входы интегрирующих звеньев в том случае, если абсолютные величины этих сигналов превышают величины ограничения, и дополнительно суммируют эти сигналы с соответствующими демпфирующими изодромированными сигналами угловых скоростей крена и рысканья, которые ранее приравнивались нулю, сформированные сигналы управления подают на входы соответствующих приводов и под их воздействием отклоняют элероны и руль направления [2].
Поставленная задача, которую решает это изобретение, достигается тем, что система автоматического управления боковым движением летательного аппарата, содержит датчик угловой скорости крена, первый изодромный фильтр, первый ограничитель, первое звено с зоной нечувствительности, первый сумматор, привод элеронов, элероны, датчик положения ручки управления, первый префильтр, третий сумматор, первое звено с зоной нечувствительности и ограничением, второй префильтр, датчик угловой скорости рысканья, второй изодромный фильтр, второй ограничитель, второе звено с зоной нечувствительности, четвертый сумматор, второе звено с зоной нечувствительности и ограничением, второй сумматор, привод руля направления и руль направления.
Недостатком этого изобретения является необходимость корректировки в полете передаточных чисел законов управления в зависимости от изменения угла атаки, при изменении аэродинамических и массо-инерционных характеристик объекта и результат работы такого регулятора не удовлетворяет требованиям летчика по обеспечению минимума психической и физической нагрузок при работе по наземным и воздушным целям.
Технический результат предлагаемого авторами изобретение заключается в решении задачи улучшения характеристик управления ЛА с помощью построения алгоритма синтеза управления ЛА в боковой плоскости.
Технический результат достигается за счет того, что если с помощью руля направления удается ликвидировать угол скольжения, то в итоге движение ЛА в боковой плоскости можно разделить на два изолированных движения крена и рысканья. При этом уравнения сил и моментов в боковой плоскости приобретают вид уравнений сил и моментов в продольном движении, угол атаки α меняется на угол скольжения β, угловая скорость тангажа ωz на угловую скорость рысканья ωy, а
Figure 00000001
(производная приведенной к произведению массы ЛА на скорость установившегося полета аэродинамической подъемной силы крыла по углу атаки) и
Figure 00000002
(производная приведенной к произведению массы ЛА на скорость установившегося полета аэродинамической подъемной силы по рулю высоты) соответственно на
Figure 00000003
(производная приведенной к произведению массы ЛА на скорость установившегося полета боковой аэродинамической силы по углу скольжения) и
Figure 00000004
(производная приведенной к произведению массы ЛА на скорость установившегося полета боковой аэродинамической силы по рулю направления) с обратным знаком. Таким образом, зависимости по критерию оптимальной управляемости Шомбе-ра-Гертсена для продольного движения распространяются на боковое движение [3].
Следовательно, для бокового движения также применим подход, основанный на модальном управлении, где в качестве эталонной модели используются две изолированные системы линеаризованных уравнений движения ЛА по крену и рысканью, а в зависимости от скоростного напора будут назначаться коэффициенты
Figure 00000005
и
Figure 00000006
(производная приведенного к моменту инерции вокруг связанной оси Oy момента рысканья по углу скольжения), которые обеспечивают заданное распределение корней характеристического многочлена замкнутой системы.
На фигуре 1 представлена функциональная схема дистанционной резервированной системы автоматизированного модального управления боковым движение ЛА.
ОПР - ограничитель предельных режимов 1, ручка летчика/задатчик 2, ДУС - датчик угловых скоростей 3, гидравлический привод элеронов 4, вычислитель модального алгоритма управления 5, гидравлический привод руля направления 6, блок балансировки 7, СВС - система воздушных сигналов 8.
На фигуре 2 представлена структурная схема САУ:
xm - вектор состояния модели, Am - (n×n) и Bm - (n×1) - матрицы известных параметров желаемой модели, uэ(t) - управление элеронами, uн(t) - управление рулями направления, q - скоростной напор, Хр - сигнал с ручки летчика (задатчика), ωх - выходной сигнал с датчика угловой скорости крена ЛА, ωу - выходной сигнал с датчика угловой скорости рысканья ЛА, ωхm - выходной сигнал по угловой скорости крена с желаемой эталонной модели, ωym - выходной сигнал по угловой скорости рысканья с желаемой эталонной модели.
Система автоматизированного модального управления боковым движением летательных аппаратов, содержащая датчик угловой скорости крена, первый изодромный фильтр, первый ограничитель, первое звено с зоной нечувствительности, первый сумматор, привод элеронов, элероны, датчик положения ручки управления, первый префильтр, третий сумматор, первое звено с зоной нечувствительности и ограничением, второй префильтр, датчик угловой скорости рысканья, второй изодромный фильтр, второй ограничитель, второе звено с зоной нечувствительности, четвертый сумматор, второе звено с зоной нечувствительности и ограничением, второй сумматор, привод руля направления и руль направления. В отличии от прототипа в САМУ дополнительно введен вычислитель алгоритма модального управления (ВАМУ) ЛА с блоком формирования сигналы управления по правилам:
Figure 00000007
Figure 00000008
где uэ - управляющий сигнал на входе привода элеронов;
uрн - управляющий сигнал на входе привода руля направления;
Хр - сигнал с ручки пилота;
ki - масштабные коэффициенты закона управления,
Для формирования сигнала управления ЛА в боковом движении используются данные об угловых скоростях крена и рысканья, получаемые от датчиков угловых скоростей ЛА и из желаемых эталонных моделей, соответственно крена и рысканья. Параметры эталонной желаемой модели рысканья настраиваются программным блоком формирования
Figure 00000009
в соответствии с критерием Шомбера-Гертсена для продольного канала в зависимости от величины скоростного напора от СВС. А передаточная функция желаемой эталонной модели по угловой скорости крена имеет следующий вид:
Figure 00000010
где на основании характеристик, полученных при работе летчика-испытателя на стенде, были определены следующие величины kωx (коэффициента передачи) и Тωх (постоянной времени): kωх=10, Tωх=0,25 с.
Кроме того, с целью обеспечения заданного качества управления во всей области применения ЛА при изменении аэродинамических и массоинерционных характеристик, в ВАМУ введен блок формирования сигнала усредненного приведенного коэффициента боковой аэродинамической силы (
Figure 00000011
) в зависимости от условий полета по высоте и скорости полета, введен блок эталонной передаточной функции системы с двумя изолированными системами линеаризованных уравнений движения ЛА по крену и рысканью, введены два блока невязки (Δωx, Δωу), на первый вход блока невязки Δωу поступает сигнал с выхода датчика угловой скорости рысканья (ωу), на второй вход - сигнал угловой скорости рысканья с выхода блока передаточной функции (ωym), сумма масштабированных астатического сигнала (Δωy/р) и сигнала невязки (Δωу) с выхода блока невязки поступает на вход электрогидравлического привода руля направления, а также на первый вход блока передаточной функции, второй вход которого соединен с выходом датчика ручки летчика (задатчика), на первый вход блока невязки Δωх поступает сигнал с выхода датчика угловой скорости крена (ωх), на второй вход - сигнал угловой скорости крена с выхода блока передаточной функции (ωxm), сумма масштабированных астатического сигнала (Δωx/р) и сигнала невязки (Δωх) с выхода блока невязки поступает на вход электрогидравлического привода элеронов, а также на третий вход блока передаточной функции.
Предложенный способ формирования сигнала управления линеаризует итоговую нелинейную модель объекта. Существенное преимущество предложенного подхода проявляется при управлении самолетом на больших углах атаки, когда характеристики ЛА существенно нелинейны. В итоге нет необходимости ввода в САУ дополнительных сигналов управления.
Литература
1. Михалев А.И. и др. Системы автоматического управления самолетом. М., Машиностроение, 1987, с. 174.
2. Патент RU 2383467. Способ автоматического управления боковым движением высокоманевренного самолета, авторы Можаров В.А., Воробьев А.В., Штейнгардт Б.Х., МПК В64С 13/18, опубл. 10.03.2010.
3. Shomber Н., Gertsen W. «Longitudinal Handing Qualities Griteria: an Evaluation» AIAA Paptr, N65-780, 1965 y.

Claims (8)

  1. Система автоматизированного модального управления (САМУ) боковым движением летательных аппаратов, содержащая датчик угловой скорости крена, первый изодромный фильтр, первый ограничитель, первое звено с зоной нечувствительности, первый сумматор, привод элеронов, элероны, датчик положения ручки управления, первый префильтр, третий сумматор, первое звено с зоной нечувствительности и ограничением, второй префильтр, датчик угловой скорости рысканья, второй изодромный фильтр, второй ограничитель, второе звено с зоной нечувствительности, четвертый сумматор, второе звено с зоной нечувствительности и ограничением, второй сумматор, привод руля направления и руль направления, отличающаяся тем, что дополнительно в состав САМУ введен вычислитель алгоритма модального управления (ВАМУ) введен блок, формирующий сигналы управления по правилам:
  2. Figure 00000012
  3. Figure 00000013
  4. где uэ- управляющий сигнал на входе привода элеронов;
  5. uрн - управляющий сигнал на входе привода руля направления;
  6. Хр - сигнал с ручки пилота;
  7. ki - масштабные коэффициенты закона управления,
  8. блок формирования сигнала усредненного приведенного коэффициента боковой аэродинамической силы
    Figure 00000014
    в зависимости от условий полета по высоте и скорости полета, блок эталонной передаточной функции системы с двумя изолированными системами линеаризованных уравнений движения ЛА по крену и рысканью, два блока невязки (Δωx, Δωy), на первый вход блока невязки Δωy поступает сигнал с выхода датчика угловой скорости рысканья (ωу), на второй вход - сигнал угловой скорости рысканья с выхода блока передаточной функции (ωym), сумма масштабированных астатического сигнала (Δωy/p) и сигнала невязки (Δωy) с выхода блока невязки соединена с входом электрогидравлического привода руля направления, а также с первым входом блока передаточной функции, второй вход которого соединен с выходом датчика ручки летчика (задатчика), на первый вход блока невязки Δωx поступает сигнал с выхода датчика угловой скорости крена (ωx), на второй вход - сигнал угловой скорости крена с выхода блока передаточной функции (ωxm), сумма масштабированных астатического сигнала (Δωx/p) и сигнала невязки (Δωx) с выхода блока невязки соединена со входом электрогидравлического привода элеронов, а также с третьим входом блока передаточной функции.
RU2015149472A 2015-11-18 2015-11-18 Система автоматизированного модального управления бокового движения летательного аппарата RU2618652C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015149472A RU2618652C1 (ru) 2015-11-18 2015-11-18 Система автоматизированного модального управления бокового движения летательного аппарата

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015149472A RU2618652C1 (ru) 2015-11-18 2015-11-18 Система автоматизированного модального управления бокового движения летательного аппарата

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2618652C1 true RU2618652C1 (ru) 2017-05-05

Family

ID=58697697

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015149472A RU2618652C1 (ru) 2015-11-18 2015-11-18 Система автоматизированного модального управления бокового движения летательного аппарата

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2618652C1 (ru)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2176812C1 (ru) * 2000-07-26 2001-12-10 Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева Система управления боковым движением легкого самолета
RU2262730C1 (ru) * 2004-07-26 2005-10-20 Открытое акционерное общество "Опытно-конструкторское Бюро" Сокол" Устройство управления боковым движением летательного аппарата
US7177710B2 (en) * 1995-08-01 2007-02-13 Guided Systems Technologies, Inc. System and method for adaptive control of uncertain nonlinear processes
SU1840700A1 (ru) * 1991-01-10 2008-06-27 Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова Устройство управления боковым движением летательного аппарата
US9146557B1 (en) * 2014-04-23 2015-09-29 King Fahd University Of Petroleum And Minerals Adaptive control method for unmanned vehicle with slung load

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1840700A1 (ru) * 1991-01-10 2008-06-27 Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова Устройство управления боковым движением летательного аппарата
US7177710B2 (en) * 1995-08-01 2007-02-13 Guided Systems Technologies, Inc. System and method for adaptive control of uncertain nonlinear processes
RU2176812C1 (ru) * 2000-07-26 2001-12-10 Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева Система управления боковым движением легкого самолета
RU2262730C1 (ru) * 2004-07-26 2005-10-20 Открытое акционерное общество "Опытно-конструкторское Бюро" Сокол" Устройство управления боковым движением летательного аппарата
US9146557B1 (en) * 2014-04-23 2015-09-29 King Fahd University Of Petroleum And Minerals Adaptive control method for unmanned vehicle with slung load

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106874617B (zh) 一种高效的直升机机动飞行品质等级评估方法
DE102010026162A1 (de) Flugzeug mit Tragflügeln und einem System zur Minimierung des Einflusses von instationären Anströmzuständen
CN102707624A (zh) 基于飞行器常规模型的纵向控制器区域设计方法
KR102018748B1 (ko) 회전익기용 비행 제어 방법 및 회전익기
CN106020211A (zh) 一种飞机起飞升降舵预置偏度计算方法
DE102009057405A1 (de) Flugzeug mit einer Anordnung von Strömungsbeeinflussungs-Vorrichtungen
CN102692928B (zh) 基于飞行器四元数模型的控制器区域设计方法
US5839697A (en) Method and apparatus for turn coordination gain as a function of flap position
Andrievsky et al. Nonlinear phase shift compensator for pilot-induced oscillations prevention
CN102707616B (zh) 基于飞行器三角模型的控制器区域设计方法
CN110647160A (zh) 一种用于航空器的飞行控制方法和装置
CN102707722B (zh) 基于飞行器常规模型的全维控制器区域设计方法
RU2618652C1 (ru) Система автоматизированного модального управления бокового движения летательного аппарата
RU2644842C2 (ru) Система автоматизированного модального управления в продольном канале летательных аппаратов
Xing et al. Modeling and vibration control of aero two-blade propeller with input magnitude and rate saturations
RU2482022C1 (ru) Система управления самолётом
CN102707629A (zh) 基于飞行器切换模型的全维控制器区域设计方法
DE102016117634A1 (de) Steuerung und Regelung von Aktoren, die aerodynamische Steuerflächen eines Luftfahrzeugs antreiben
Horn et al. Flight envelope limiting systems using neural networks
US11130562B2 (en) Reducing gust loads acting on an aircraft
CN113492971B (zh) 飞行装置及其控制方法和控制装置
CN106597847B (zh) 一种基于递归神经网络的机动载荷控制器及其控制方法
RU2373111C1 (ru) Способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета
Pavel et al. Adverse rotorcraft-pilot couplings-Prediction and suppression of rigid body RPC; Sketches from the work of GARTEUR HC-AG16
CN103197560A (zh) 飞行器三维飞行区域控制器宽适应性设计方法