RU2675976C2 - Automatic control system for unmanned aircraft on angle of search - Google Patents

Automatic control system for unmanned aircraft on angle of search Download PDF

Info

Publication number
RU2675976C2
RU2675976C2 RU2016146719A RU2016146719A RU2675976C2 RU 2675976 C2 RU2675976 C2 RU 2675976C2 RU 2016146719 A RU2016146719 A RU 2016146719A RU 2016146719 A RU2016146719 A RU 2016146719A RU 2675976 C2 RU2675976 C2 RU 2675976C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
input
amplifier
adder
yaw angle
controller
Prior art date
Application number
RU2016146719A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2016146719A (en
RU2016146719A3 (en
Inventor
Валерий Михайлович Лохин
Михаил Петрович Романов
Сергей Викторович Манько
Анатолий Яковлевич Лащев
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "МИРЭА - Российский технологический университет"
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 бюджетное образовательное учреждение высшего образования "МИРЭА - Российский технологический университет" filed Critical Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "МИРЭА - Российский технологический университет"
Priority to RU2016146719A priority Critical patent/RU2675976C2/en
Publication of RU2016146719A publication Critical patent/RU2016146719A/en
Publication of RU2016146719A3 publication Critical patent/RU2016146719A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2675976C2 publication Critical patent/RU2675976C2/en

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

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)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

FIELD: aircrafts.
SUBSTANCE: automatic control system of the unmanned aerial vehicle along the yaw angle contains a regulator, an actuator, six amplifiers, yaw angle sensor, angular velocity sensor, two adders, differentiator, integrator, connected in a certain way.
EFFECT: increase in the stability margin, the desired quality of transient processes and system astatism is provided.
1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области систем автоматического управления нестационарными объектами, а именно к системам управления беспилотным летательным аппаратом (БЛА).The invention relates to the field of automatic control systems for non-stationary objects, and in particular to control systems for unmanned aerial vehicles (UAVs).

Известна система управления БЛА, содержащая последовательно соединенные регулятор, исполнительное устройство и беспилотный летательный аппарат, вход которого соединен через первый усилитель с первым входом регулятора, выход беспилотного летательного аппарата через датчик угла рыскания соединен со вторым входом регулятора, а через последовательно соединенные датчик угловой скорости и второй усилитель с третьим входом регулятора [Н.Т. Кузовков. Модальное управление и наблюдающие устройства. - М: Машиностроение, 1976. - С. 15-17 (прототип)].A known UAV control system containing a serially connected controller, an actuator and an unmanned aerial vehicle, the input of which is connected through the first amplifier to the first input of the regulator, the output of the unmanned aerial vehicle through the yaw angle sensor is connected to the second input of the regulator, and through the angular velocity sensor connected in series and second amplifier with a third input of the regulator [N.T. Bodywork. Modal control and monitoring devices. - M: Mechanical Engineering, 1976. - S. 15-17 (prototype)].

Недостаток известной системы - низкое качество переходных процессов, отсутствие астатизма и запаса устойчивости при изменении параметров БЛА.A disadvantage of the known system is the low quality of transients, the absence of astatism and a margin of stability when changing UAV parameters.

Целью изобретения является повышение запаса устойчивости, обеспечение желаемого качества переходных процессов и астатизма системы при изменении параметров БЛА в широком диапазоне.The aim of the invention is to increase the stability margin, providing the desired quality of transients and system astatism when changing UAV parameters in a wide range.

Предложенное техническое решение отличается тем, что дополнительно содержит два сумматора, три усилителя, дифференциатор и интегратор, вход системы через первый сумматор подключен к четвертому входу регулятора, а через последовательно соединенные третий усилитель, второй сумматор и интегратор - ко второму входу первого сумматора, выход датчика угловой скорости через четвертый усилитель соединен с третьим входом первого сумматора, через последовательно соединенные дифференциатор и пятый усилитель - с четвертым входом первого сумматора, а выход датчика угла рыскания через шестой усилитель соединен со вторым входом второго сумматора.The proposed technical solution is characterized in that it additionally contains two adders, three amplifiers, a differentiator and an integrator, the system input through the first adder is connected to the fourth controller input, and through a third amplifier, a second adder and integrator connected in series to the second input of the first adder, the sensor output the angular velocity through the fourth amplifier is connected to the third input of the first adder, through series-connected differentiator and the fifth amplifier to the fourth input of the first adder a, and the output of the yaw angle sensor through the sixth amplifier is connected to the second input of the second adder.

Суть изобретения поясняется чертежом, на котором приняты обозначения:The essence of the invention is illustrated in the drawing, which adopted the designation:

1, 2 - первый и второй сумматоры соответственно;1, 2 - the first and second adders, respectively;

3, 4, 5, 6 - первый, четвертый, пятый и шестой усилители соответственно;3, 4, 5, 6 - the first, fourth, fifth and sixth amplifiers, respectively;

7 - регулятор;7 - regulator;

8 - исполнительное устройство;8 - executive device;

9 - беспилотный летательный аппарат (объект управления);9 - unmanned aerial vehicle (control object);

10 - датчик угла рыскания;10 - yaw angle sensor;

11 - датчик угловой скорости;11 - angular velocity sensor;

12 - третий усилитель;12 - the third amplifier;

13 - дифференциатор;13 - differentiator;

14 - интегратор;14 - integrator;

15 - второй усилитель;15 - second amplifier;

u(t) - управление;u (t) is the control;

δ(t) - отклонение руля;δ (t) - steering deviation;

F(t) - мультипликативная помеха;F (t) is the multiplicative interference;

Ψ(t), Ψ3(t) - соответственно текущее и заданное значение угла рыскания.Ψ (t), Ψ 3 (t) - the current and set value of the yaw angle, respectively.

Входом БЛА является руль управления, а выходом - место установки датчика угла рыскания.The UAV input is the steering wheel, and the output is the installation location of the yaw angle sensor.

Функционирует система управления БЛА 9 следующим образом. Сигнал задания Ψ3(t) поступает через последовательно соединенные первый сумматор 1, регулятор 7 и исполнительное устройство 8 на вход БЛА 9, параметры которого меняются под действием мультипликативной помехи F(t). Выходной сигнал Ψ(t) измеряется датчиком угла рыскания 10, а угловая скорость угла рыскания - датчиком угловой скорости 11. Затем сигналы с выходов датчика угловой скорости 11, датчика угла рыскания 10 и исполнительного устройства 8 (через первый усилитель) в виде отрицательной обратной связи поступают на соответствующие входы регулятора 7. В результате получается структура основного контура управления системы.The UAV control system 9 operates as follows. The reference signal Ψ 3 (t) enters through a series-connected first adder 1, controller 7 and actuator 8 to the input of the UAV 9, the parameters of which change under the influence of multiplicative noise F (t). The output signal Ψ (t) is measured by the yaw angle sensor 10, and the angular velocity of the yaw angle is measured by the angular velocity sensor 11. Then the signals from the outputs of the angular velocity sensor 11, the yaw angle sensor 10 and the actuator 8 (through the first amplifier) in the form of negative feedback arrive at the corresponding inputs of controller 7. As a result, the structure of the main control loop of the system is obtained.

Таким образом, БЛА (беспилотник) 9 является нестационарным объектом управления. При изменении параметров БЛА 9 изменяется вид переходных процессов и запасы устойчивости системы управления.Thus, the UAV (UAV) 9 is an unsteady control object. When changing the parameters of the UAV 9, the form of transients and the stability reserves of the control system change.

Чтобы обеспечить устойчивость и заданное (желаемое) качество переходных процессов, а также астатизм системы управления БЛА в нее введены дополнительно первый 1 и второй 2 сумматоры, четвертый 4, пятый 5, третий 12 и шестой 6 усилители, а также дифференциатор 13 и интегратор 14. При этом реализуется неявная эталонная модель (на чертеже не указана), и в целом реализуется грубая система управления БЛА 9, которая обеспечивает независимость качества переходных процессов в системе и устойчивости от изменения параметров БЛА 9. Астатические переходные процессы обеспечиваются в грубой системе управления БЛА 9 в основном интегратором 14 (при условии, что коэффициенты усиления третьего 12 и шестого 6 усилителей равны друг другу). Коррекция запаса устойчивости основного контура управления системы обеспечивается сигналами с выходов усилителей 4, 5, а астатизма-с выхода интегратора 14, которые поступают на входы сумматора 1. Структуры БЛА 9 как объекта управления, исполнительного устройства 8 и регулятора 7 определены в [Н.Т. Кузовков. Модальное управление и наблюдающие устройства. - М.: Машиностроение, 1976. - С. 15-17 (прототип)].To ensure stability and the desired (desired) quality of transients, as well as the astatism of the UAV control system, the first 1 and second 2 adders, the fourth 4, fifth 5, the third 12 and sixth 6 amplifiers, as well as a differentiator 13 and an integrator 14 are introduced into it. In this case, an implicit reference model is implemented (not shown in the drawing), and, on the whole, a rough UAV control system 9 is implemented, which ensures the independence of the quality of transients in the system and stability from changing UAV parameters 9. Astatic transitional Processes are provided in the rough UAV control system 9 mainly by integrator 14 (provided that the amplification factors of the third 12 and sixth 6 amplifiers are equal to each other). The stability margin of the main control loop of the system is provided by signals from the outputs of amplifiers 4, 5, and astatism from the output of integrator 14, which are fed to the inputs of adder 1. The structure of the UAV 9 as a control object, actuator 8, and controller 7 are defined in [N.T . Bodywork. Modal control and monitoring devices. - M .: Mechanical Engineering, 1976. - S. 15-17 (prototype)].

Коэффициенты усиления четвертого 4 и пятого 5 усилителей выбираются так, чтобы удовлетворить теореме Харитонова об интервальной устойчивости [Д.П. Ким. Теория автоматического управления. Т. 1. Линейные системы. - М.: Физматлит, 2007. - С. 113-120] на основе знания диапазонов изменения параметров БЛА 9.The amplification factors of the fourth 4 and fifth 5 amplifiers are chosen so as to satisfy the Kharitonov theorem on interval stability [D.P. Kim. Theory of automatic control. T. 1. Linear systems. - M .: Fizmatlit, 2007. - S. 113-120] based on knowledge of the ranges of UAV parameters change 9.

Изобретательский уровень предложенного технического решения подтверждается отличительной частью формулы изобретения.The inventive step of the proposed technical solution is confirmed by the distinctive part of the claims.

Технический результат от использования изобретения заключается в улучшении качества переходных процессов, обеспечении астатизма системы и повышении ее запаса устойчивости.The technical result from the use of the invention is to improve the quality of transients, ensuring the astatism of the system and increasing its stability margin.

Claims (1)

Система автоматического управления беспилотным летательным аппаратом по углу рыскания, содержащая последовательно соединенные регулятор и исполнительное устройство, первый усилитель, соединенный с первым входом регулятора, датчик угла рыскания, соединенный со вторым входом регулятора, а через последовательно соединенные датчик угловой скорости и второй усилитель - с третьим входом регулятора, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит два сумматора, три усилителя, дифференциатор и интегратор, вход системы через первый сумматор подключен к четвертому входу регулятора, а через последовательно соединенные третий усилитель, второй сумматор и интегратор - ко второму входу первого сумматора, выход датчика угловой скорости через четвертый усилитель соединен с третьим входом первого сумматора, через последовательно соединенные дифференциатор и пятый усилитель - с четвертым входом первого сумматора, а выход датчика угла рыскания через шестой усилитель соединен со вторым входом второго сумматора.The system for automatic control of an unmanned aerial vehicle by yaw angle, containing a series-connected controller and an actuator, a first amplifier connected to the first input of the controller, a yaw angle sensor connected to the second input of the controller, and through a series-connected angular velocity sensor and a second amplifier with a third controller input, characterized in that it additionally contains two adders, three amplifiers, a differentiator and an integrator, the system input through the first sum connected to the fourth input of the controller, and through the third amplifier, the second adder and integrator connected in series to the second input of the first adder, the output of the angular velocity sensor through the fourth amplifier is connected to the third input of the first adder, through the differentiator and fifth amplifier connected in series to the fourth input of the first the adder, and the output of the yaw angle sensor through the sixth amplifier is connected to the second input of the second adder.
RU2016146719A 2016-11-29 2016-11-29 Automatic control system for unmanned aircraft on angle of search RU2675976C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016146719A RU2675976C2 (en) 2016-11-29 2016-11-29 Automatic control system for unmanned aircraft on angle of search

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016146719A RU2675976C2 (en) 2016-11-29 2016-11-29 Automatic control system for unmanned aircraft on angle of search

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2016146719A RU2016146719A (en) 2018-05-29
RU2016146719A3 RU2016146719A3 (en) 2018-05-29
RU2675976C2 true RU2675976C2 (en) 2018-12-25

Family

ID=62557353

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016146719A RU2675976C2 (en) 2016-11-29 2016-11-29 Automatic control system for unmanned aircraft on angle of search

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2675976C2 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2207613C1 (en) * 2002-03-15 2003-06-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт "Гранит" Airborne equipment of control systems of drone
RU2443602C2 (en) * 2009-11-26 2012-02-27 Московский государственный университет приборостроения и информатики Aircraft pitch automatic control system
US9037315B2 (en) * 2013-06-06 2015-05-19 Raytheon Company Air vehicle control system and method
RU2587773C2 (en) * 2014-10-03 2016-06-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет) (МАИ) Method for rough control by spatial movement of aircraft and system therefor

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2207613C1 (en) * 2002-03-15 2003-06-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт "Гранит" Airborne equipment of control systems of drone
RU2443602C2 (en) * 2009-11-26 2012-02-27 Московский государственный университет приборостроения и информатики Aircraft pitch automatic control system
US9037315B2 (en) * 2013-06-06 2015-05-19 Raytheon Company Air vehicle control system and method
RU2587773C2 (en) * 2014-10-03 2016-06-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет) (МАИ) Method for rough control by spatial movement of aircraft and system therefor

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ИВАЩЕНКО Н.Н. АВТОМАТИЧЕСКОЕ РЕГУЛИРОВАНИЕ, М.: МАШИНОСТРОЕНИЕ, 1978, с.29, 30. *

Also Published As

Publication number Publication date
RU2016146719A (en) 2018-05-29
RU2016146719A3 (en) 2018-05-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8816260B2 (en) Flight-control system for canard-controlled flight vehicles and methods for adaptively limiting acceleration
MX2018002742A (en) Apparatuses and methods for gesture-controlled unmanned aerial vehicles.
WO2018075903A3 (en) Distributed acceleration sensing for robust disturbance rejection
CN103587681A (en) Hypersonic speed aircraft control method capable of suppressing constant deviation influence of sideslip angle signal
CN102707723B (en) Conventional aircraft model-based lateral-directional controller area design method
CN105005311A (en) Aircraft pitch channel attack angle synchronous tracking control method
RU2569580C2 (en) Method of formation of adaptive signal of control and stabilisation of angular movement of aircraft, and device for its implementation
RU2675976C2 (en) Automatic control system for unmanned aircraft on angle of search
RU2394263C1 (en) Adaptive device to generate signal controlling aircraft lengthwise-equalising motion
Xiong et al. Disturbance Rejection in UAV's velocity and attitude control: Problems and solutions
CN107450313B (en) Unmanned aerial vehicle autopilot control system based on self-adaptive control
CN108958281B (en) Unmanned aerial vehicle suspension transportation stability analysis and control method based on differential quadrature method
RU2587773C2 (en) Method for rough control by spatial movement of aircraft and system therefor
Burnashev et al. Control Loops Synthesis of a Supersonic Unmanned Aerial Vehicle
RU2460113C1 (en) Method of generating integral adaptive signal for stabilising gliding motion of unmanned aircraft and apparatus for realising said method
RU2662576C1 (en) Aircraft side movement at landing approach automatic control system
RU2691510C1 (en) Automatic control system of drone by roll angle
US3361394A (en) Flight control system
RU2459744C1 (en) Method of generating integral signal of drone gliding stabilisation and device to this end
Samar et al. Lateral control with improved performance for UAVs
RU2490686C1 (en) Method of generating signal to control aircraft angular flight and device to this end
Li et al. Robust autopilot for close formation flight of multi-UAVs
Romanenko et al. Aircraft lateral-directional control without a roll command in the autopilot
RU2650307C1 (en) Method for forming an adaptive lateral-directional input of an aircraft
RU2541903C1 (en) Multimode d/a drone angular pitch control device

Legal Events

Date Code Title Description
HZ9A Changing address for correspondence with an applicant