RU2737872C1 - Помехоустойчивая система автоматического управления углом крена летательного аппарата - Google Patents

Помехоустойчивая система автоматического управления углом крена летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2737872C1
RU2737872C1 RU2020114048A RU2020114048A RU2737872C1 RU 2737872 C1 RU2737872 C1 RU 2737872C1 RU 2020114048 A RU2020114048 A RU 2020114048A RU 2020114048 A RU2020114048 A RU 2020114048A RU 2737872 C1 RU2737872 C1 RU 2737872C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
input
roll angle
output
comparison element
Prior art date
Application number
RU2020114048A
Other languages
English (en)
Inventor
Валерий Иванович Петунин
Любовь Михайловна Неугодникова
Максим Сергеевич Лемяцкий
Original Assignee
федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический 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 "Уфимский государственный авиационный технический университет" filed Critical федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет"
Priority to RU2020114048A priority Critical patent/RU2737872C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2737872C1 publication Critical patent/RU2737872C1/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
    • 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
    • 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

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)
  • Feedback Control In General (AREA)

Abstract

Помехоустойчивая система автоматического управления углом крена летательного аппарата содержит задатчик угла крена, три элемента сравнения, четыре пропорциональных звена, суммирующий элемент, статический сервопривод элеронов, динамическое звено, датчик угловой скорости крена, датчик угла крена, соединенные определенным образом. Обеспечивается повышение статической точности поддержания угла крена ЛА при действии ступенчатых и случайных ветровых возмущений. 4 ил.

Description

Изобретение относится к области систем автоматического управления (САУ) углом крена летательного аппарата (ЛА).
Известны САУ, обеспечивающие отработку заданного угла крена ЛА с помощью автопилота, воздействующего на угол отклонения элеронов ЛА [Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр. 116, рис. 3.21, 3.22], [Красовский А.А. Системы автоматического управления полетом и их аналитическое конструирование. - М.: Наука, 1973. - 560 с. Стр. 184, рис. 5.5], [Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987. - с. 240. Стр. 212, рис. 15.2].
Эти САУ обеспечивают необходимые статические и динамические характеристики канала управления углом крена ЛА. Однако они не обладают достаточной помехоустойчивостью по отношению к различным возмущениям.
Как известно, полет летательных аппаратов происходит в условиях турбулентности атмосферы, при действии различных ветровых возмущений [Доброленский Ю.П. Динамика полетов в неспокойной атмосфере. - М.: Машиностроение, 1969. - 256 с]. Поэтому важное значение имеет задача повышения помехоустойчивости САУ ЛА к действию подобных возмущений.
Наиболее близкой по достигаемому техническому результату, выбранной в качестве прототипа, принимается система автоматического управления углом крена летательного аппарата, содержащая последовательно соединенные задатчик угла крена, первый элемент сравнения, первое пропорциональное звено, второй элемент сравнения, статический сервопривод элеронов летательного аппарата, датчик угловой скорости крена летательного аппарата и второе пропорциональное звено, выход которого подключен ко второму входу второго элемента сравнения, датчик угла крена летательного аппарата, выход которого подключен ко второму входу первого элемента сравнения, ветровое возмущение, действующее на второй вход летательного аппарата [Рэндел У. Биард, Тимоти У. МакЛэйн. Малые беспилотные летательные аппараты: теория и практика. М.: Техносфера, 2015. - 312 с. С. 112, рис. 6.8].
Эта САУ со статическим автопилотом с жесткой обратной связью за счет астатизма канала по управляющему воздействию обеспечивает хорошую точность поддержания заданного значения угла крена и необходимое качество переходных процессов. Однако по возмущающему воздействию эта система является статической и обладает достаточно большой статической ошибкой при действии ветровых возмущений.
Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является косвенное измерение возмущения на основе выходных параметров объекта управления с использованием его математической модели и компенсация этого возмущения с целью повышения помехоустойчивости САУ.
Техническим результатом является обеспечение необходимой статической точности поддержания угла крена ЛА при действии ступенчатых и случайных ветровых возмущений при сохранении заданного качества переходных процессов за счет того, что в САУ углом крена со статическим автопилотом вводится компенсатор возмущений.
Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что в помехоустойчивую систему автоматического управления углом крена летательного аппарата, содержащую последовательно соединенные задатчик угла крена, первый элемент сравнения, первое пропорциональное звено и второй элемент сравнения, последовательно соединенные статический сервопривод элеронов летательного аппарата, датчик угловой скорости крена летательного аппарата и второе пропорциональное звено, выход которого подключен ко второму входу второго элемента сравнения, датчик угла крена летательного аппарата, выход которого подключен ко второму входу первого элемента сравнения, ветровое возмущение, действующее на второй вход летательного аппарата, в отличие от прототипа дополнительно введены последовательно соединенные динамическое звено, третий элемент сравнения, третье пропорциональное звено и суммирующий элемент, второй вход которого подключен к выходу второго элемента сравнения, а выход к входу статического сервопривода элеронов летательного аппарата, вход динамического звена подключен к выходу датчика угловой скорости крена летательного аппарата, четвертое пропорциональное звено, вход которого подключен к выходу второго элемента сравнения, а выход ко второму входу третьего элемента сравнения. Существо изобретения поясняется чертежами.
На фиг. 1 представлена структурная схема заявляемой помехоустойчивой системы автоматического управления углом крена.
На фиг. 2 представлена структурная схема компенсатора сигнальных возмущений.
На фиг. 3 представлена структурная схема компенсатора ветровых возмущений с учетом математической модели ЛА по каналу крена.
На фиг. 4 представлены результаты моделирования переходных процессов по углу крена у в предлагаемой САУ.
Помехоустойчивая система автоматического управления углом крена летательного аппарата, содержащая последовательно соединенные задатчик угла крена 1, первый элемент сравнения 2, первое пропорциональное звено 3 и второй элемент сравнения 4, последовательно соединенные статический сервопривод элеронов 5 летательного аппарата 6, датчик угловой скорости крена 7 летательного аппарата 6 и второе пропорциональное звено 8, выход которого подключен ко второму входу второго элемента сравнения 4, датчик угла крена 9 летательного аппарата 6, выход которого подключен ко второму входу первого элемента сравнения 2, ветровое возмущение 10, действующее на второй вход летательного аппарата 6, отличающаяся тем, что дополнительно содержит последовательно соединенные динамическое звено 11, третий элемент сравнения 12, третье пропорциональное звено 13 и суммирующий элемент 14, второй вход которого подключен к выходу второго элемента сравнения 4, а выход к входу статического сервопривода элеронов 5 летательного аппарата 6, вход динамического звена 11 подключен к выходу датчика угловой скорости крена 7 летательного аппарата 6, четвертое пропорциональное звено 15, вход которого подключен к выходу второго элемента сравнения 4, а выход ко второму входу третьего элемента сравнения 12.
Помехоустойчивость канала по углу крена в приведенной системе достигается за счет введения в ее структуру компенсатора возмущений в виде динамического звена 11, третьего элемента сравнения 12, третьего пропорционального звена 13, суммирующего элемента 14 и четвертого пропорционального звена 15.
Помехоустойчивая система автоматического управления углом крена летательного аппарата работает следующим образом.
Сигнал заданного угла крена γзад с выхода задатчика угла крена 1 поступает на вход первого элемента сравнения 2, на второй вход которого поступает сигнал текущего угла крена γ с выхода датчика угла крена 9 летательного аппарата 6. Далее сигнал разности γзад - γ преобразуется первым пропорциональным звеном 3 с коэффициентом передачи kγ и поступает на вход второго элемента сравнения 4, на второй вход которого поступает сигнал угловой скорости угла крена
Figure 00000001
с выхода датчика угловой скорости 7 летательного аппарата 6, преобразованный вторым пропорциональным звеном 8 с коэффициентом передачи
Figure 00000002
. На выходе второго элемента сравнения 4 формируется сигнал
Figure 00000003
поступающий на первый вход суммирующего элемента 14. Здесь p=d/dt; kγ;
Figure 00000004
; - передаточные числа автопилота.
Ветровое возмущение 10, действует на второй вход летательного аппарата 6.
Структурная схема компенсатора сигнальных возмущений f представлена на фиг. 2
Уравнения компенсатора возмущений:
Figure 00000005
Здесь Wк(p)=k - передаточная функция компенсирующей обратной связи.
Подставляем последовательно в первое уравнение - второе, третье уравнения и преобразуем:
Figure 00000006
В результате получаем
Figure 00000007
Если
Figure 00000008
Следовательно, в таком компенсаторе наилучшие характеристики имеет статическая компенсирующая обратная связь, когда Wк(р)=k, где k имеет достаточно большое значение.
Спектральная плотность возмущения на выходе при этом связана со спектральной плотностью возмущения на входе следующим соотношением
Figure 00000009
Действие возмущений на летательный аппарат, как объект управления, в угловом движении по каналу крена обычно реализуется в следующем виде [Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами: Учебник для студентов авиационных специальностей вузов. - М: Машиностроение, 1973. - 506 с.]:
Figure 00000010
Структурная схема ЛА по каналу крена приведена на фиг. 3, где возмущение f=f2.
Здесь
Figure 00000011
Метод структурных преобразований позволяет получить следующую структурную схему для компенсатора возмущений по угловой скорости крена ЛА, как объекта управления (фиг. 3). Здесь Wк(p)=k. В обратную связь по угловой скорости крена включен фильтр с передаточной функцией, обратной W2(p)
Figure 00000012
Передаточная функция этой части системы по управляющему воздействию u:
Figure 00000013
Звено с передаточной функцией
Figure 00000014
является фильтром высоких частот и может быть учтено при синтезе основного контура САУ.
Передаточная функция этой части системы по возмущающему воздействию f:
Figure 00000015
Параметры звена с передаточной функцией
Figure 00000016
могут быть выбраны с учетом действующих возмущающих воздействий.
Следовательно, компенсатор возмущений включает динамическое звено 11, входом которого является выход датчика угловой скорости 7 и четвертое пропорциональное звено 15, подключенное к выходу второго элемента сравнения 4. Выходные сигналы последних звеньев сравниваются в третьем элементе сравнения 12; сигнал ошибки ε умножается на коэффициент k в третьем пропорциональном звене 13 и поступает на второй вход суммирующего элемента 14.
Выходной сигнал суммирующего элемента 14 поступает на вход статического сервопривода элеронов 5 с передаточной функцией изменяющего угол отклонения элеронов δэ летательного аппарата 6.
При этом происходит требуемое изменение угла крена ЛА γ и компенсация ветрового возмущения f.
Следовательно, в заявляемой системе автоматического управления реализуется закон управления статического автопилота угла крена
Figure 00000017
Приведем синтез системы автоматического управления углом крена и ограничения угловой скорости крена летательного аппарата.
Аналитический синтез передаточных чисел автопилота с учетом заданного качества САУ удобно производить с помощью метода стандартных переходных характеристик [Петунии В. И. Логико-динамические системы с селективным выбором каналов управления авиационными объектами: монография. - М.: «Издательство «Инновационное машиностроение», 2018. - 292 с. С. 244]. При этом должно выполняться равенство передаточных функций исходной Ф(р) и желаемой систем Ф*(p):
Ф(р)=Ф*(р).
Передаточная функция самолета по углу крена у при управлении элеронами δэ [Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр. 115]:
Figure 00000018
Закон управления статического автопилота угла крена с жесткой обратной связью:
Figure 00000019
Передаточная функция замкнутой системы по углу крена:
Figure 00000020
Желаемая передаточная функция замкнутой системы по углу крена:
Figure 00000021
Тогда передаточные числа автопилота:
Figure 00000022
В данную САУ углом крена ЛА (фиг. 1) введен компенсатор возмущений, согласно фиг. 3.
Передаточная функция синтезированной САУ по возмущению:
Figure 00000023
Для сохранения переходного процесса по задающему сигналу в САУ углом крена ЛА перед сигналом u введено звено с передаточной функцией
Figure 00000024
Проведенный синтез подтверждается результатами моделирования рассмотренной САУ углом крена у ЛА с помощью пакета Simulink системы Matlab, представленными на фиг. 4.
При этом nэ=90; n22=7,5, что соответствует тяжелому самолету [Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами: Учебник для студентов авиационных специальностей вузов. - М.: Машиностроение, 1973. - 506 с.]; τ=0,01 с; k=100; γ3=1; f=1 при t=3…7; kγ=0,28;
Figure 00000025
=0,028.
Передаточная функция формирующего фильтра соответствует тяжелому транспортному самолету [Доброленский Ю.П. Динамика полетов в неспокойной атмосфере. - М.: Машиностроение, 1969. - 256 с. С. 239.]
Figure 00000026
На фиг. 4, а и фиг.4, в приведены переходные процессы в исходной САУ; на фиг. 4, б и фиг. 4, г приведены переходные процессы в САУ с компенсатором возмущений.
Переходные процессы по углу крена γ, полученные при моделировании в САУ с компенсатором возмущений показывают сохранение качества желаемых монотонных процессов: относительное время регулирования на фиг. 4, а - tp=0,943; на фиг. 4, б - tp=0,963 и уменьшение статической ошибки в 100 раз согласно фиг. 4, в и фиг. 4, г при действии ступенчатых возмущений.
Переходные процессы при действии случайных возмущений, приведенные на фиг. 4, д и фиг. 4, е также показывают существенное (в 100 раз) снижение уровня возмущений по углу крена γ.
Таким образом, заявляемое изобретение позволяет, благодаря введению в структуру системы автоматического управления углом крена компенсатора возмущений в виде динамического звена 11, третьего элемента сравнения 12, третьего пропорционального звена 13, суммирующего элемента 14 и четвертого пропорционального звена 15, обеспечить необходимую статическую точность поддержания угла крена ЛА и сохранение заданного качества переходных процессов при действии ступенчатых и случайных ветровых возмущений.

Claims (1)

  1. Помехоустойчивая система автоматического управления углом крена летательного аппарата, содержащая последовательно соединенные задатчик угла крена, первый элемент сравнения, первое пропорциональное звено и второй элемент сравнения, последовательно соединенные статический сервопривод элеронов летательного аппарата, датчик угловой скорости крена летательного аппарата и второе пропорциональное звено, выход которого подключен ко второму входу второго элемента сравнения, датчик угла крена летательного аппарата, выход которого подключен ко второму входу первого элемента сравнения, ветровое возмущение, действующее на второй вход летательного аппарата, отличающаяся тем, что дополнительно содержит последовательно соединенные динамическое звено, третий элемент сравнения, третье пропорциональное звено и суммирующий элемент, второй вход которого подключен к выходу второго элемента сравнения, а выход к входу статического сервопривода элеронов летательного аппарата, вход динамического звена подключен к выходу датчика угловой скорости крена летательного аппарата, четвертое пропорциональное звено, вход которого подключен к выходу второго элемента сравнения, а выход ко второму входу третьего элемента сравнения.
RU2020114048A 2020-04-03 2020-04-03 Помехоустойчивая система автоматического управления углом крена летательного аппарата RU2737872C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020114048A RU2737872C1 (ru) 2020-04-03 2020-04-03 Помехоустойчивая система автоматического управления углом крена летательного аппарата

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020114048A RU2737872C1 (ru) 2020-04-03 2020-04-03 Помехоустойчивая система автоматического управления углом крена летательного аппарата

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2737872C1 true RU2737872C1 (ru) 2020-12-04

Family

ID=73792356

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020114048A RU2737872C1 (ru) 2020-04-03 2020-04-03 Помехоустойчивая система автоматического управления углом крена летательного аппарата

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2737872C1 (ru)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2234725C1 (ru) * 2003-04-02 2004-08-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Радуга" им. А.Я. Березняка" Система управления летательным аппаратом
RU2430858C1 (ru) * 2010-03-02 2011-10-10 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" Система автоматического управления углом крена и ограничения угловой скорости крена летательного аппарата
RU2681817C1 (ru) * 2018-02-26 2019-03-12 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" Система автоматического управления углом курса и ограничения угла крена летательного аппарата
RU2695474C1 (ru) * 2018-10-16 2019-07-23 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" Система автоматического управления углом крена со статическим автопилотом и с ограничением угловой скорости крена летательного аппарата

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2234725C1 (ru) * 2003-04-02 2004-08-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Радуга" им. А.Я. Березняка" Система управления летательным аппаратом
RU2430858C1 (ru) * 2010-03-02 2011-10-10 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" Система автоматического управления углом крена и ограничения угловой скорости крена летательного аппарата
RU2681817C1 (ru) * 2018-02-26 2019-03-12 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" Система автоматического управления углом курса и ограничения угла крена летательного аппарата
RU2695474C1 (ru) * 2018-10-16 2019-07-23 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" Система автоматического управления углом крена со статическим автопилотом и с ограничением угловой скорости крена летательного аппарата

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Lombaerts et al. Dynamic inversion based full envelope flight control for an eVTOL vehicle using a unified framework
Rysdyk et al. Robust nonlinear adaptive flight control for consistent handling qualities
US4261537A (en) Velocity vector control system augmented with direct lift control
US3221230A (en) Adaptive control method and apparatus for applying same
Hamel et al. Cessna citation x aircraft global model identification from flight tests
CN115220467A (zh) 一种基于神经网络增量动态逆的飞翼飞行器姿态控制方法
Kumar et al. Identification of helicopter dynamics using recurrent neural networks and flight data
RU2737872C1 (ru) Помехоустойчивая система автоматического управления углом крена летательного аппарата
US5839697A (en) Method and apparatus for turn coordination gain as a function of flap position
Weiser et al. Design and flight test of a linear parameter varying flight controller
Niu et al. Based on ADRC UAV longitudinal pitching Angle control research
Tunik et al. A flight control system for small unmanned aerial vehicle
US3221229A (en) Model reference adaptive control system
Krawczyk et al. Simulation and testing of flight stabilisation system using trimmers
Aschauer et al. Co-simulation of matlab and flightgear for identification and control of aircraft
CN107943097A (zh) 飞行器的控制方法、装置和飞行器
Harikumar et al. Design and experimental validation of a robust output feedback control for the coupled dynamics of a micro air vehicle
US4266743A (en) Pitch attitude stabilization system utilizing engine pressure ratio feedback signals
Nair et al. Design of fuzzy logic controller for lateral dynamics control of aircraft by considering the cross-coupling effect of yaw and roll on each other
Islam et al. Design of an active gust load alleviation system for small uas using a flush airdata sensing system
Lambrechts et al. The RCAM design challenge problem description
Hastedt et al. Load factor control of a scaled flight test vehicle using nonlinear dynamic inversion
Petunin et al. Principles of Constructing the Systems of Restriction the Aircraft Critical Parameters
RU2727612C1 (ru) Способ формирования астатических быстродействующих демпферов летательных аппаратов
RU2272747C2 (ru) Адаптивный автопилот угла крена