RU2654238C1 - Method of controlling unmanned planning aerial vehicle - Google Patents

Method of controlling unmanned planning aerial vehicle Download PDF

Info

Publication number
RU2654238C1
RU2654238C1 RU2017104148A RU2017104148A RU2654238C1 RU 2654238 C1 RU2654238 C1 RU 2654238C1 RU 2017104148 A RU2017104148 A RU 2017104148A RU 2017104148 A RU2017104148 A RU 2017104148A RU 2654238 C1 RU2654238 C1 RU 2654238C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
uav
coordinate system
guidance
angle
point
Prior art date
Application number
RU2017104148A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Андрей Валерьевич Таныгин
Лев Дмитриевич Горченко
Казым Рашид оглы Байрамов
Original Assignee
ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ filed Critical ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
Priority to RU2017104148A priority Critical patent/RU2654238C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2654238C1 publication Critical patent/RU2654238C1/en

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F17/00—Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions

Abstract

FIELD: aeronautics.
SUBSTANCE: invention relates to a method for controlling a planning unmanned aerial vehicle (UAV). To control the UAV in each homing cycle to each reference point, solved is the boundary homing problem in the accompanying coordinate system with the beginning of the UAV at an altitude at the current radius-vector of the centre of mass of the UAV, equal to the altitude of the next reference point of the trajectory, converted are the obtained components of the required acceleration into a velocity and a half-velocity systems of coordinates, determined are the required values of the angle of aerodynamic roll and the angle of attack.
EFFECT: UAV is controlled at large distances from the point of guidance.
1 cl, 3 dwg, 2 tbl

Description

Изобретение относится к области наведения беспилотных планирующих летательных аппаратов (БПЛА) и может быть использовано при создании и эксплуатации таких летательных аппаратов.The invention relates to the field of guidance of unmanned planning aerial vehicles (UAVs) and can be used in the creation and operation of such aircraft.

Наиболее близким к данному изобретению является описанный способ управления движением БПЛА, базирующийся на следующих основных положениях:Closest to this invention is the described method for controlling the movement of UAVs, based on the following main points:

1. БПЛА движется в высоких слоях атмосферы с большой начальной скоростью, обладает существенным аэродинамическим качеством и возможностью автономного управления величиной и направлением аэродинамической подъемной силы путем целенаправленного изменения угла аэродинамического крена ϕ и угла атаки α. На фиг. 1 представлена схема БПЛА с действующими на нее аэродинамическими силами: подъемной силой

Figure 00000001
и силой лобового сопротивления
Figure 00000002
, а также показана схема введения угла аэродинамического крена ϕ и угла атаки α с использованием связанной с БПЛА - Sx1y1z1, скоростной - SxVyVzV и полускоростной -
Figure 00000003
систем координат.1. The UAV moves in high atmospheric layers with a high initial speed, has significant aerodynamic quality and the ability to autonomously control the magnitude and direction of the aerodynamic lift by means of a targeted change in the aerodynamic roll angle ϕ and angle of attack α. In FIG. 1 presents a UAV diagram with aerodynamic forces acting on it: lifting force
Figure 00000001
and drag
Figure 00000002
, and also shows the scheme for introducing the angle of aerodynamic roll ϕ and the angle of attack α using the associated UAV - Sx 1 y 1 z 1 , high-speed - Sx V y V z V and half-speed -
Figure 00000003
coordinate systems.

2. Управление БПЛА заключается в последовательном наведении на каждую из совокупности опорных точек траектории Mj (j=1, …, N), заданной геодезическими координатами Bj, Lj, Hj, и направлений их пролета, заданных углами азимута Aj и наклона к местным горизонтам θj.2. UAV control consists in sequentially pointing at each of the set of reference points of the trajectory M j (j = 1, ..., N) defined by the geodetic coordinates B j , L j , H j , and their flight directions given by azimuth angles A j and tilt to local horizons θ j .

3. Наведение БПЛА осуществляется с использованием терминального метода наведения «по требуемому ускорению» [1], который включает решение краевой задачи наведения с целью определения требуемого ускорения, обеспечивающего перевод БПЛА из текущего положения в требуемое конечное, задаваемое в каждой очередной опорной точке траектории. Требуемое ускорение как функция времени движения на оставшейся части пути к опорной точке определяется для управления движением БПЛА в поперечном направлении и реализуется путем придания БПЛА соответствующих значений угла аэродинамического крена

Figure 00000004
и угла атаки
Figure 00000005
. Движение в продольном направлении осуществляется по инерции. Определение и реализация величин углов
Figure 00000006
и
Figure 00000007
осуществляются в каждом цикле наведения Tцн, измеряемом долями секунды, в течение всего времени движения БПЛА к очередной точке наведения.3. UAV guidance is carried out using the terminal guidance method “according to the required acceleration” [1], which includes solving the boundary guidance problem in order to determine the required acceleration, ensuring the UAV is transferred from the current position to the desired end position, specified at each next reference point of the trajectory. The required acceleration as a function of travel time on the remaining part of the path to the reference point is determined to control the UAV movement in the transverse direction and is realized by giving the UAV the corresponding values of the aerodynamic roll angle
Figure 00000004
and angle of attack
Figure 00000005
. The movement in the longitudinal direction is carried out by inertia. Definition and implementation of angles
Figure 00000006
and
Figure 00000007
carried out in each guidance cycle T CN , measured in fractions of a second, during the entire time the UAV moves to the next guidance point.

Краевая задача наведения предполагает выбор целевой системы координат, в которой задаются уравнения движения БПЛА и краевые условия. В прототипе в качестве целевой выбрана прямоугольная система координат Mjxyz с началом в опорной точке Mj, осью Mjx, ориентированной азимутом Aj и углом наклона траектории θj, осью Mjz в плоскости местного горизонта и осью Mjy, дополняющей систему координат до правой (фиг. 2). Предполагается, что текущие параметры движения БПЛА - r(t), V(t) - в реальном полете определяются бортовой навигационной системой, а при компьютерном моделировании полета БПЛА - из интегрирования системы дифференциальных уравнений, описывающей движение БПЛА. Пусть, например, известны значения текущих параметров движения БПЛА

Figure 00000008
в гринвичской геоцентрической относительной системе координат Oξηζ. Из полетного задания известны геодезические координаты опорных точек Mj, преобразуемые в систему координат
Figure 00000009
Figure 00000010
The boundary guidance problem involves the selection of the target coordinate system in which the UAV motion equations and boundary conditions are specified. In the prototype, the rectangular coordinate system M j xyz with the origin at the reference point M j , the axis M j x oriented by the azimuth A j and the angle of inclination of the trajectory θ j , the axis M j z in the plane of the local horizon and the axis M j y is selected as the target, complementing the coordinate system to the right (Fig. 2). It is assumed that the current UAV motion parameters - r (t), V (t) - in real flight are determined by the on-board navigation system, and in computer simulation of UAV flight - from the integration of a system of differential equations describing the UAV motion. Let, for example, the values of the current UAV motion parameters be known
Figure 00000008
in the Greenwich geocentric relative coordinate system Oξηζ. From the flight task, the geodetic coordinates of the control points M j are known, which are transformed into a coordinate system
Figure 00000009
Figure 00000010

Система уравнений движения БПЛА в целевой системе координат Mjxyz при допущении о безынерционном выполнении задаваемых управляющих команд в векторной форме имеет вид:The system of UAV motion equations in the target coordinate system M j xyz under the assumption of inertialess execution of the given control commands in vector form has the form:

Figure 00000011
Figure 00000011

где кажущееся ускорение БПЛА от суммарной аэродинамической силы разделено на «полезную» часть

Figure 00000012
- требуемое управляющее ускорение и «вредную» часть
Figure 00000013
- ускорение от силы сопротивления движению БПЛА;
Figure 00000014
- ускорение от силы притяжения Земли в точке Mj.where the apparent acceleration of the UAV from the total aerodynamic force is divided into the "useful" part
Figure 00000012
- the required control acceleration and the "harmful" part
Figure 00000013
- acceleration from the force of resistance to the movement of the UAV;
Figure 00000014
- acceleration from the force of gravity of the Earth at the point M j .

4. Краевые условия задачи наведения в системе координат Mjxyz задаются в следующем виде:4. The boundary conditions of the guidance problem in the coordinate system M j xyz are defined as follows:

- в текущей точке траектории или на «левом» конце краевой задачи наведения- at the current point of the trajectory or at the "left" end of the boundary guidance problem

Figure 00000015
Figure 00000015

где

Figure 00000016
Where
Figure 00000016

Figure 00000017
Figure 00000017

а матрицы направляющих косинусов -

Figure 00000018
и
Figure 00000019
, связывающие относительную геоцентрическую гринвичскую систему координат Oξηζ с целевой Mjxyz, легко определяются, поскольку известны углы Bj, Aj и θj.and the matrix of guide cosines -
Figure 00000018
and
Figure 00000019
connecting the relative geocentric Greenwich coordinate system Oξηζ with the target M j xyz are easily determined, since the angles B j , A j and θ j are known.

Краевые условия в конечной точке траектории или на «правом» конце краевой задачи наведения имеют вид:The boundary conditions at the end point of the trajectory or at the "right" end of the boundary guidance problem are:

Figure 00000020
Figure 00000020

Время движения БПЛА на оставшейся части пути к точке наведения T прогнозируется в каждом цикле наведения Tцн с использованием гипотезы о равномерном прямолинейном движении БПЛА на оставшейся части пути:The UAV movement time on the remaining part of the path to the guidance point T is predicted in each guidance cycle T cn using the hypothesis of uniform rectilinear motion of the UAV on the remaining part of the path:

Figure 00000021
Figure 00000021

В краевой задаче требуется на временном интервале [t, tк]=[0≤τ≤T] определить вектор - функцию

Figure 00000022
, удовлетворяющую краевым условиям (2) и ограничению на величину угла атаки, заданную соотношением:In the boundary-value problem, it is required on the time interval [t, t k ] = [0≤τ≤T] to determine the vector - function
Figure 00000022
satisfying the boundary conditions (2) and the restriction on the angle of attack given by the relation:

Figure 00000023
Figure 00000023

Решение краевой задачи в аналитическом виде в прототипе получено при представлении требуемого ускорения в форме простой интегрируемой функции - временного полинома первого порядка:The solution of the boundary value problem in an analytical form in the prototype was obtained by presenting the required acceleration in the form of a simple integrable function - a temporary first-order polynomial:

Figure 00000024
Figure 00000024

При допущениях, что поле притяжения Земли на участке сближения БПЛА с точкой наведения принимается однородным, а ускорение силы притяжения - равным ускорению в точке Mj-g(r), и неучете вращения Земли, система уравнений (1) декомпозируется на три независимых подсистемы, из которых «полезные» компоненты ускорения определяются в виде проекций вектор-функции (6) на оси Mjy и Mjz целевой системы координат Mjxyz:Under the assumptions that the Earth’s gravitational field at the UAV approaching point with the guidance point is assumed to be homogeneous, and the gravitational acceleration is equal to the acceleration at the point M j -g (r), and the Earth’s rotation is not taken into account, the system of equations (1) is decomposed into three independent subsystems, of which the “useful” acceleration components are determined in the form of projections of the vector function (6) on the axis M j y and M j z of the target coordinate system M j xyz:

оптимальному по затратам энергии (или - для планирующего ЛА - по потерям скорости движения) управлению ЛА при наведении его на цель. Представим их в виде:optimal in terms of energy costs (or - for a planning aircraft - in terms of speed loss) of the aircraft control when pointing it at the target. We represent them in the form:

Figure 00000025
Figure 00000025

где значения коэффициентов A(y), B(y), A(z), B(z) на любой момент времени из интервала [0≤τ≤T] определяются после интегрирования упомянутых подсистем уравнений с краевыми условиями (2) и (3). В результате определяются программы изменения управляющих ускорений в виде:where the values of the coefficients A (y) , B (y) , A (z) , B (z) at any time from the interval [0≤τ≤T] are determined after integration of the mentioned subsystems of equations with boundary conditions (2) and (3 ) As a result, programs for changing control accelerations are determined in the form of:

Figure 00000026
Figure 00000026

Преобразование требуемых ускорений из вида (7), (8) к виду, реализуемому органами управления БПЛА, осуществляется следующим образом. Сначала требуемые ускорения преобразуются в полускоростную систему координат:The conversion of the required accelerations from the form (7), (8) to the form implemented by the UAV control bodies is carried out as follows. First, the required accelerations are converted into a half-speed coordinate system:

Figure 00000027
Figure 00000027

где матрица

Figure 00000028
, связывающая целевую систему координат с полускоростной, имеет вид:where is the matrix
Figure 00000028
connecting the target coordinate system with half speed, has the form:

Figure 00000029
Figure 00000029

а требуемое значение угла аэродинамического крена

Figure 00000030
на момент τ, в качестве которого задается момент из очередного цикла наведения Tцн, например
Figure 00000031
, рассчитывается по формуле:and the required value of the angle of the aerodynamic roll
Figure 00000030
at time τ, which is set as the moment from the next guidance cycle T tsn , for example
Figure 00000031
calculated by the formula:

Figure 00000032
Figure 00000032

Требуемое значение угла атаки определяется после определения проекций требуемого ускорения в скоростной системе координат:The required value of the angle of attack is determined after determining the projections of the required acceleration in the high-speed coordinate system:

Figure 00000033
Figure 00000033

где матрица, связывающая полускоростную систему координат со скоростной системой координат, имеет вид:where the matrix connecting the half-speed coordinate system with the speed coordinate system has the form:

Figure 00000034
Figure 00000034

Однако сначала из выраженияHowever, first from the expression

Figure 00000035
Figure 00000035

в котором левая часть определена по формуле (12), а в правой части известны значения массы m и характерной площади крыла

Figure 00000036
БПЛА, значения скорости V, высоты полета H и соответствующей плотности атмосферы ρ, определяется требуемое значение коэффициента подъемной силы
Figure 00000037
.in which the left side is determined by the formula (12), and the values of mass m and the characteristic wing area are known on the right side
Figure 00000036
UAVs, values of speed V, flight altitude H and corresponding atmospheric density ρ, the required value of the lift coefficient is determined
Figure 00000037
.

Требуемое значение угла атаки

Figure 00000038
определяется с помощью таблиц, представляющих зависимость аэродинамических коэффициентов от высоты H, числа Маха M и угла атаки α. По известным значениям
Figure 00000039
, H, M методом итераций определяется требуемое значение угла атаки
Figure 00000040
. По другой таблице определяется соответственно значение аэродинамического коэффициента силы лобового сопротивления
Figure 00000041
,
Figure 00000042
, используемого при математическом моделировании движения БПЛА.Required angle of attack
Figure 00000038
determined using tables representing the dependence of aerodynamic coefficients on height H, Mach number M and angle of attack α. By known values
Figure 00000039
, H, M using the iteration method determines the required value of the angle of attack
Figure 00000040
. According to another table, the value of the aerodynamic coefficient of drag force is determined accordingly
Figure 00000041
,
Figure 00000042
used in mathematical modeling of UAV motion.

Недостатком ближайшего аналога является его непригодность для управления БПЛА на больших - порядка нескольких тысяч километров - расстояниях от точки наведения. Причиной этому является зависимость величин параметров y, z, Vy, Vz, служащих краевыми условиями в краевой задаче наведения, от положения летательного аппарата в целевой системе координат. На больших удалениях от начала системы координат (фиг. 3) из-за кривизны траектории БПЛА параметры y, z, Vy, Vz принимают очень большие значения и, как следствие (см. формулы (7), (8)), становятся большими значения требуемых ускорений

Figure 00000043
,
Figure 00000044
и соответственно значение требуемого угла атаки
Figure 00000038
.The disadvantage of the closest analogue is its unsuitability for UAV control at large - on the order of several thousand kilometers - distances from the guidance point. The reason for this is the dependence of the values of the parameters y, z, V y , V z , which serve as boundary conditions in the boundary guidance problem, on the position of the aircraft in the target coordinate system. At large distances from the origin of the coordinate system (Fig. 3), due to the curvature of the UAV trajectory, the parameters y, z, V y , V z take very large values and, as a result (see formulas (7), (8)), large values of required accelerations
Figure 00000043
,
Figure 00000044
and accordingly the value of the required angle of attack
Figure 00000038
.

В результате условие (5) не выполняется и управление движением БПЛА осуществляется на большей части маршрута при значениях

Figure 00000045
. А это приводит к существенным потерям скорости движения из-за сопротивления атмосферы.As a result, condition (5) is not satisfied and UAV movement control is carried out on most of the route at
Figure 00000045
. And this leads to significant loss of speed due to atmospheric resistance.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанного недостатка в бортовом алгоритме наведения БПЛА.The task of the invention is to remedy this drawback in the onboard UAV guidance algorithm.

Технический результат достигается тем, что в каждом цикле наведения на каждую опорную точку траектории решают краевую задачу наведения, полученные компоненты требуемого ускорения преобразуют в полускоростную и в скоростную системы координат и с их помощью определяют требуемые значения угла аэродинамического крена и угла атаки, краевую задачу наведения решают в сопровождающей системе координат с началом на текущем радиус-векторе центра масс БПЛА на высоте, равной высоте очередной опорной точки траектории.The technical result is achieved by the fact that in each guidance cycle, for each reference point of the trajectory, the boundary guidance problem is solved, the obtained components of the required acceleration are converted into half-speed and high-speed coordinate systems and with their help they determine the required values of the aerodynamic roll angle and the angle of attack, and the boundary guidance problem is solved in the accompanying coordinate system with the beginning on the current radius vector of the UAV center of mass at a height equal to the height of the next reference point of the trajectory.

За счет применения в качестве целевой системы координат в краевой задаче наведения сопровождающей системы координат, в которой краевые условия на левом конце определяются и всегда остаются малыми, требуемые значения ускорения и угла атаки во все время наведения на опорные точки траектории остаются малыми и малыми оказываются потери скорости БПЛА из-за сопротивления атмосферы.Due to the use of the guidance of the accompanying coordinate system as the target coordinate system in the boundary value problem, in which the boundary conditions at the left end are determined and always remain small, the required values of acceleration and angle of attack at all times when pointing at the reference points of the trajectory remain small and speed losses are small UAV due to atmospheric resistance.

Сущность изобретения поясняется приведенным ниже описанием, фиг. 1-3 и подтверждается примером моделирования траектории БЛА при реализации ближайшего способа и предложенного способа управления в таблицах 1, 2.The invention is illustrated by the description below, FIG. 1-3 and is confirmed by an example of modeling the UAV trajectory when implementing the closest method and the proposed control method in tables 1, 2.

Суть предлагаемого способа управления БПЛА та же, что и в ближайшем аналоге, только в качестве целевой системы координат, в которой задаются краевые условия и решается краевая задача, выбирается так называемая сопровождающая системы координат Scxcyczc (фиг. 3) с началом на радиус-векторе центра масс БПЛА в точке Sc, высота которой постоянна и равна высоте очередной точки наведения:The essence of the proposed UAV control method is the same as in the closest analogue, only as the target coordinate system in which the boundary conditions are set and the boundary problem is solved, the so-called accompanying coordinate system S c x c y c z c is selected (Fig. 3) with the start on the radius vector of the UAV center of mass at point S c , the height of which is constant and equal to the height of the next guidance point:

Figure 00000046
Figure 00000046

Ось Scyc системы Scxcyczc направлена вдоль радиус-вектора

Figure 00000047
от центра масс БПЛА - точки S; ось Sczc - по нормали к плоскости Пс, образуемой двумя радиус-векторами -
Figure 00000048
и
Figure 00000049
, исходящими из центра Земли. Ось Scxc дополняет целевую систему координат до правой.The axis S c y c of the system S c x c y c z c is directed along the radius vector
Figure 00000047
from the center of mass of the UAV - point S; axis S c z c - normal to the plane P c , formed by two radius vectors -
Figure 00000048
and
Figure 00000049
emanating from the center of the earth. The S c x c axis complements the target coordinate system to the right.

Модель движения БПЛА в краевой задаче наведения на точку Mj в системе координат Scxcyczc по форме не отличается от модели (1), но теперь уравнения движения интегрируются при других краевых условиях:The UAV motion model in the boundary-value problem of pointing to the point M j in the coordinate system S c x c y c z c does not differ in form from model (1), but now the equations of motion are integrated under other boundary conditions:

на левом конце -

Figure 00000050
on the left end -
Figure 00000050

на правом конце -

Figure 00000051
on the right end -
Figure 00000051

На фиг. 3 показано различие величин краевых условий в краевых задачах наведения в одной и той же текущей точке траектории БПЛА в двух описываемых способах управления движением БПЛА.In FIG. Figure 3 shows the difference in the values of the boundary conditions in the boundary guidance problems at the same current point of the UAV trajectory in the two described methods for controlling the UAV motion.

Координата yc определяется бортовой навигационной системой в виде

Figure 00000052
, а координата zc=0.The y c coordinate is determined by the on-board navigation system in the form
Figure 00000052
, and the coordinate z c = 0.

Проекции вектора скорости на оси системы координат Scxcyczc определяются по формуле:The projections of the velocity vector on the axis of the coordinate system S c x c y c z c are determined by the formula:

Figure 00000053
Figure 00000053

где матрица направляющих косинусов, связывающая относительную геоцентрическую гринвичскую систему координат с текущей сопровождающей системой координат, определяется в каждом цикле наведения в виде:where the matrix of directional cosines connecting the relative geocentric Greenwich coordinate system with the current accompanying coordinate system is determined in each guidance cycle in the form:

Figure 00000054
Figure 00000054

где

Figure 00000055
Where
Figure 00000055

где

Figure 00000056
, и входящие в выражения (19) векторы и их модули известны из полетного задания и навигационных измерений.Where
Figure 00000056
, and the vectors and their modules included in expressions (19) are known from the flight task and navigation measurements.

Необходимо отметить, что при сближении БПЛА с каждой опорной точкой значение центрального угла Фj между векторами

Figure 00000057
и
Figure 00000058
стремится к нулю и, как следствие, система координат Scxcyczc (см. формулы (19)) вырождается. Аналогично вырождаются и величины
Figure 00000059
(смотри формулы (7), (8)) при T→0. Выходом из этих ситуаций служит «замораживание» расчета направления орта
Figure 00000060
при достижении в процессе наведения выполнения условия Фj≤Фmin - минимально допустимого значения угла, а во втором случае - при достижении условия T≤Tцн - продолжительности цикла наведения.It should be noted that when the UAV approaches each reference point, the value of the central angle Φ j between the vectors
Figure 00000057
and
Figure 00000058
tends to zero and, as a result, the coordinate system S c x c y c z c (see formulas (19)) degenerates. Similarly, the quantities
Figure 00000059
(see formulas (7), (8)) as T → 0. The way out of these situations is the “freezing” of the calculation of the direction of the unit vector.
Figure 00000060
when the condition Ф j ≤ Ф min is reached in the guidance process, the minimum acceptable value of the angle is reached, and in the second case, when the condition T≤T cn is reached , the guidance cycle duration.

Значения проекций требуемого ускорения на оси целевой системы координат Scxcyczc теперь имеют вид:The projection values of the required acceleration on the axis of the target coordinate system S c x c y c z c now have the form:

Figure 00000061
Figure 00000061

Далее алгоритм определения требуемых значений управляющих параметров - угла аэродинамического крена

Figure 00000062
и угла атаки
Figure 00000063
- не отличается от алгоритма описанного выше способа-прототипа. По формулам вида (9), (10), (11), в которых в качестве проекций вектора скорости БПЛА вместо проекций на оси системы координат Mjxyz используются одноименные проекции скорости на оси сопровождающей системы координат Scxcyczc, определяются требуемые значения ускорений в полускоростной системе координат и требуемое значение угла аэродинамического крена
Figure 00000064
. Далее по формулам, аналогичным формулам (12), (13), рассчитывается проекция требуемого ускорения на ось Syν скоростной системы координат и определяется требуемое значение аэродинамического коэффициента подъемной силы
Figure 00000065
.Next, the algorithm for determining the required values of the control parameters - the angle of the aerodynamic roll
Figure 00000062
and angle of attack
Figure 00000063
- does not differ from the algorithm of the prototype method described above. According to formulas of the form (9), (10), (11), in which, as projections of the UAV velocity vector, instead of projections on the axis of the coordinate system M j xyz, the same projections of speed on the axis of the accompanying coordinate system S c x c y c z c are used , the required values of accelerations in a half-speed coordinate system and the required value of the angle of aerodynamic roll are determined
Figure 00000064
. Further, using the formulas similar to formulas (12), (13), the projection of the required acceleration on the axis Sy ν of the velocity coordinate system is calculated and the required value of the aerodynamic coefficient of lift is determined
Figure 00000065
.

Далее с помощью таблиц определяется требуемое значение угла атаки

Figure 00000066
.Further, using the tables, the required value of the angle of attack is determined
Figure 00000066
.

На фиг. 3 представлена схема, иллюстрирующая различия величин текущих параметров движения БПЛА, используемых при решении краевой задачи наведения в двух описанных выше целевых системах координат в качестве краевых условий. Из приведенной схемы видно, что величины y и Vу, определяемые в системе координат Mjxyz, при больших расстояниях текущей точки траектории S от точки Mj существенно больше (по модулю) величин yc и

Figure 00000067
из-за влияния кривизны траектории на участке движения БПЛА к точке Mj. Следовательно, величины проекций требуемого ускорения в сопровождающей системе координат, вычисляемые по формулам (19), (20), окажутся значительно меньше, чем вычисляемые по формулам (7), (8) в целевой системе координат Mjxyz. Далее цепочки вычислений по двум описанным алгоритмам приводят к существенно различным значениям требуемого угла атаки и, как следствие, к существенно различным величинам силы лобового сопротивления атмосферы. В результате при использовании в краевой задаче сопровождающей системы координат в качестве целевой системы координат уменьшаются потери скорости, увеличивается располагаемая дальность полета БПЛА.In FIG. Figure 3 is a diagram illustrating the differences in the values of the current UAV motion parameters used to solve the boundary guidance problem in the two target coordinate systems described above as boundary conditions. It can be seen from the above diagram that the quantities y and V y defined in the coordinate system M j xyz, at large distances of the current point of the trajectory S from the point M j, are significantly larger (modulo) the quantities y c and
Figure 00000067
due to the influence of the curvature of the trajectory in the UAV movement to the point M j . Therefore, the projection values of the required acceleration in the accompanying coordinate system, calculated by formulas (19), (20), will be much smaller than those calculated by formulas (7), (8) in the target coordinate system M j xyz. Further, the chains of calculations by the two described algorithms lead to significantly different values of the required angle of attack and, as a result, to significantly different values of the drag force of the atmosphere. As a result, when using the accompanying coordinate system as a target coordinate system in the boundary-value problem, speed losses are reduced, and the available UAV flight range increases.

Кроме того, при планировании маршрутов БПЛА большой протяженности количество опорных точек, включаемых в состав данных полетного задания, сводится к минимуму и определяется только конфигурацией маршрута. При этом нет необходимости кроме координат опорных точек задавать требуемые значения азимутов и углов наклона траектории, так как требуемые направления движения БПЛА после пролета опорных точек задаются направлением первой оси сопровождающей системы координат.In addition, when planning long-range UAV routes, the number of reference points included in the data of the flight mission is minimized and is determined only by the route configuration. In this case, it is not necessary to set the required azimuths and inclination angles of the trajectory besides the coordinates of the reference points, since the required directions of UAV movement after the passage of the reference points are determined by the direction of the first axis of the accompanying coordinate system.

В таблице 1, 2 представлены результаты моделирования движения БПЛА при двух описанных выше способах управления на одном и том же участке пути при одних и тех же начальных условиях.Table 1, 2 presents the results of modeling the UAV movement with the two control methods described above on the same track section under the same initial conditions.

Figure 00000068
Figure 00000068

Figure 00000069
Figure 00000069

Figure 00000070
Figure 00000070

Figure 00000071
Figure 00000071

Источник информацииThe source of information

1. Горченко Л.Д. Метод терминального наведения по требуемому ускорению аэродинамически управляемых летательных аппаратов. Журнал «Полет», №6, М.: Машиностроение, 1999, с 21-24.1. Gorchenko L.D. Terminal guidance method for the required acceleration of aerodynamically controlled aircraft. The magazine "Flight", No. 6, Moscow: Engineering, 1999, from 21-24.

Claims (1)

Способ управления беспилотным планирующим летательным аппаратом, заключающийся в том, что в каждом цикле наведения на каждую опорную точку траектории решают краевую задачу наведения, полученные компоненты требуемого ускорения преобразуют в полускоростную и в скоростную системы координат и с их помощью определяют требуемые значения угла аэродинамического крена и угла атаки, отличающийся тем, что краевую задачу наведения решают в сопровождающей системе координат с началом на текущем радиус-векторе центра масс беспилотного планирующего летательного аппарата на высоте, равной высоте очередной опорной точки траектории.A control method for an unmanned gliding aircraft, which consists in the fact that in each guidance cycle, the guidance problem is solved at each reference point of the trajectory, the obtained components of the required acceleration are converted into half-speed and high-speed coordinate systems and, with their help, the required values of the aerodynamic roll angle and angle are determined attacks, characterized in that the regional guidance problem is solved in the accompanying coordinate system with the start on the current radius vector of the center of mass of the unmanned aircraft of the aircraft at a height equal to the height of the next point of reference trajectory.
RU2017104148A 2017-02-08 2017-02-08 Method of controlling unmanned planning aerial vehicle RU2654238C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017104148A RU2654238C1 (en) 2017-02-08 2017-02-08 Method of controlling unmanned planning aerial vehicle

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017104148A RU2654238C1 (en) 2017-02-08 2017-02-08 Method of controlling unmanned planning aerial vehicle

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2654238C1 true RU2654238C1 (en) 2018-05-17

Family

ID=62153070

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017104148A RU2654238C1 (en) 2017-02-08 2017-02-08 Method of controlling unmanned planning aerial vehicle

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2654238C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109947123A (en) * 2019-02-27 2019-06-28 南京航空航天大学 A kind of unmanned plane path trace and automatic obstacle avoiding method based on line of sight guidance rule
RU2708412C1 (en) * 2019-03-22 2019-12-06 ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Control method of an unmanned gliding aircraft on trajectories with changes of directions of movement in the specified reference points

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8038062B2 (en) * 2007-06-05 2011-10-18 Raytheon Company Methods and apparatus for path planning for guided munitions
US8103398B2 (en) * 2003-06-20 2012-01-24 L-3 Unmanned Systems, Inc. Unmanned aerial vehicle control systems
RU2554568C2 (en) * 2013-10-09 2015-06-27 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МО РФ Method for formation of manoeuvres of arbitrary configuration on terminal trajectory of unmanned gliding aerial vehicle
RU2571567C2 (en) * 2013-11-14 2015-12-20 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкорпорация "Росатом") Method of control of aero ballistic aircraft motion along pre-set spatial trajectory
US20160104382A1 (en) * 2014-10-14 2016-04-14 The Boeing Company Method for creating and choosing a determinate piloting strategy for an aircraft

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8103398B2 (en) * 2003-06-20 2012-01-24 L-3 Unmanned Systems, Inc. Unmanned aerial vehicle control systems
US8038062B2 (en) * 2007-06-05 2011-10-18 Raytheon Company Methods and apparatus for path planning for guided munitions
RU2554568C2 (en) * 2013-10-09 2015-06-27 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МО РФ Method for formation of manoeuvres of arbitrary configuration on terminal trajectory of unmanned gliding aerial vehicle
RU2571567C2 (en) * 2013-11-14 2015-12-20 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкорпорация "Росатом") Method of control of aero ballistic aircraft motion along pre-set spatial trajectory
US20160104382A1 (en) * 2014-10-14 2016-04-14 The Boeing Company Method for creating and choosing a determinate piloting strategy for an aircraft

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109947123A (en) * 2019-02-27 2019-06-28 南京航空航天大学 A kind of unmanned plane path trace and automatic obstacle avoiding method based on line of sight guidance rule
RU2708412C1 (en) * 2019-03-22 2019-12-06 ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Control method of an unmanned gliding aircraft on trajectories with changes of directions of movement in the specified reference points

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109740198B (en) Analytic prediction-based three-dimensional reentry guidance method for gliding aircraft
Lee et al. Formation flight of unmanned aerial vehicles using track guidance
Slegers et al. Optimal control for terminal guidance of autonomous parafoils
Kownacki et al. Local and asymmetrical potential field approach to leader tracking problem in rigid formations of fixed-wing UAVs
CN103245257B (en) Guidance law of multi-constraint aircraft based on Bezier curve
CN111399531A (en) Hypersonic aircraft glide phase guidance and attitude control integrated design method
Manjunath et al. Application of virtual target based guidance laws to path following of a quadrotor UAV
CN111580547B (en) Hypersonic aircraft formation control method
De Ridder et al. Optimal longitudinal trajectories for reusable space vehicles in the terminal area
RU2654238C1 (en) Method of controlling unmanned planning aerial vehicle
CN115454115A (en) Rotor unmanned aerial vehicle path planning method based on hybrid wolf-particle swarm algorithm
He et al. Energy-optimal waypoint-following guidance considering autopilot dynamics
CN110232215B (en) Three-dimensional profile layered iterative planning method, system and medium considering maneuvering task requirements
Ruangwiset Path generation for ground target tracking of airplane-typed UAV
Chen et al. A two-stage method for UCAV TF/TA path planning based on approximate dynamic programming
Krasilshchikov et al. Development of high speed flying vehicle on-board integrated navigation, control and guidance system
Bestaoui et al. Time optimal 3D trajectories for a lighter than air robot with second order constraints with a piecewise constant acceleration
Yoon et al. Spiral landing guidance law design for unmanned aerial vehicle net-recovery
RU2708412C1 (en) Control method of an unmanned gliding aircraft on trajectories with changes of directions of movement in the specified reference points
RU2661269C2 (en) Method for trajectory control of unmanned aerial vehicle to fly around urban territories in vertical plane
Zheng et al. Model predictive static programming rendezvous trajectory generation of unmanned aerial vehicles
Goncharenko et al. A method to maneuver aeroballistic missiles under counteractions
RU2623361C1 (en) Method of reducing the speed and time loss in implementation of maneuvre of specified configuration by unmanned aerial vehicle of volplane type
Kowalik et al. A mathematical model for controlling a quadrotor UAV
Huang et al. Study on multi-path planning and tracking control of the UCAV based on evolutionary algorithm

Legal Events

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

Effective date: 20190209