RU2763512C1 - Method for generating control commands to the steering drive of the stabilization system of an axisymmetric aircraft - Google Patents

Method for generating control commands to the steering drive of the stabilization system of an axisymmetric aircraft Download PDF

Info

Publication number
RU2763512C1
RU2763512C1 RU2021122850A RU2021122850A RU2763512C1 RU 2763512 C1 RU2763512 C1 RU 2763512C1 RU 2021122850 A RU2021122850 A RU 2021122850A RU 2021122850 A RU2021122850 A RU 2021122850A RU 2763512 C1 RU2763512 C1 RU 2763512C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aerodynamic
control commands
angle
aircraft
deflection
Prior art date
Application number
RU2021122850A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Николаевич Акимов
Александр Александрович Костюков
Евгений Николаевич Кравчук
Константин Олегович Розанцев
Original Assignee
Публичное акционерное общество "Долгопрудненское научно-производственное предприятие"
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 Публичное акционерное общество "Долгопрудненское научно-производственное предприятие" filed Critical Публичное акционерное общество "Долгопрудненское научно-производственное предприятие"
Priority to RU2021122850A priority Critical patent/RU2763512C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2763512C1 publication Critical patent/RU2763512C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/60—Steering arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/01—Arrangements thereon for guidance or control

Abstract

FIELD: aircrafts.
SUBSTANCE: invention relates to a method for generating control commands to the steering drive of the stabilization system of an axisymmetric aircraft. To generate control commands, the angles of attack in two longitudinal control channels and the spatial angle of attack, the Mach number and channel control commands in three control channels, which correspond to the deflection angles of the aerodynamic control surfaces in the control channels, are determined, according to the data obtained, the angle of aerodynamic roll is calculated in a certain way, and also using the function of the aerodynamic coefficient of the additional normal force from the deflection of the aerodynamic rudder, the parameters of which are the Mach number, the spatial angle of attack, the angle of aerodynamic roll and the angle of deflection of the aerodynamic rudder, the values ​​of the aerodynamic coefficient of the additional normal force from the deflection of each of the four aerodynamic rudders are calculated in a certain way , are formed from three channel control commands control commands for supplying each of the four steering drives of the aircraft for deflecting each aerodynamic rudder according to certain mathematical relationships.
EFFECT: improved stabilization of the aircraft by reducing the effect of aerodynamic cross-coupling and decreasing oscillations of the aircraft.
1 cl, 17 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности, к осесимметричным ракетам нормальной аэродинамической схемы с трехканальной системой стабилизации, на которых применяется рулевой привод с четырьмя независимыми аэродинамическими рулями.The invention relates to the field of rocketry, in particular to axisymmetric missiles of normal aerodynamic configuration with a three-channel stabilization system, which use a steering gear with four independent aerodynamic rudders.

При разработке осесимметричных ракет нормальной аэродинамической схемы с трехканальной системой стабилизации уделяется особое внимание устойчивости пространственного движения. Несмотря на то, что ракеты являются симметричными относительно продольной оси, в полете развивается пространственное движение ракет. Одной из основных причин пространственное движения является возникновение аэродинамических перекрестных связей при управлении ракетой трехканальной системой стабилизации рулевым приводом с четырьмя независимыми аэродинамическими рулями. Аэродинамические перекрестные связи в определенных режимах полета приводят к возникновению колебаний ракеты.When developing axisymmetric rockets of normal aerodynamic design with a three-channel stabilization system, special attention is paid to the stability of spatial motion. Despite the fact that the rockets are symmetrical about the longitudinal axis, the spatial movement of the rockets develops in flight. One of the main reasons for spatial movement is the occurrence of aerodynamic cross-links when controlling a rocket with a three-channel steering gear stabilization system with four independent aerodynamic rudders. Aerodynamic cross-links in certain flight modes lead to rocket oscillations.

Из уровня техники известны различные способы формирования команд управления на рулевой привод.In the prior art, various methods are known for generating control commands to the steering gear.

Так, известен способ формирования команд управления на рулевой привод, включающий формирование сигналов с обратной связью по угловой скорости, по боковому линейному ускорению и по углу атаки ракеты и последующую обработку полученных сигналов [патент RU 2374602, опубликован 27.11.2009]. Данный способ недостаточно обеспечивает пространственную устойчивость летательного аппарата.Thus, there is a method of generating control commands to the steering gear, including the formation of signals with feedback on the angular velocity, on the lateral linear acceleration and on the angle of attack of the rocket and subsequent processing of the received signals [patent RU 2374602, published 27.11.2009]. This method does not sufficiently ensure the spatial stability of the aircraft.

Известен способ формирования команд управления на рулевой привод, включающий формирование команд управления и подачу их на рулевой привод ракеты [патент RU 2148780, опубликован 10.05.2000]. Данный способ не обеспечивает пространственную устойчивость летательного аппарата.A known method of generating control commands to the steering gear, including the formation of control commands and their submission to the rocket steering gear [patent RU 2148780, published 10.05.2000]. This method does not ensure the spatial stability of the aircraft.

Известен способ формирования команд управления на рулевой привод, предназначенный для управления летательным аппаратом нормальной аэродинамической схемы с четырьмя аэродинамическими рулями (Мизрохи В.Я. Проектирование управления зенитных ракет/Учебно-научное издание - М.: Изд-во ООО «Экслибрис-Пресс», 2010, с. 142-145). Способ включает определение углов атаки в продольных каналах управления αу, αz и канальных команд управления δI, δII, δэ для стабилизации летательного аппарата в трех каналах управления, формирование из канальных команд управления δI, δII, δэ команд управления на рулевой привод летательного аппарата δ1, δ2, δ3, δ4 для отклонения каждого аэродинамического руля, подачу команд управления δ1, δ2, δ3, δ4 на рулевой привод по информационным или электрическим линиям связи. Описанный способ недостаточно обеспечивает устойчивость ракеты при возникающей аэродинамической перекрестной связи.There is a known method of generating control commands for a steering gear designed to control an aircraft of a normal aerodynamic configuration with four aerodynamic rudders (Mizrokhi V.Ya. 2010, pp. 142-145). The method includes determining the angles of attack in the longitudinal control channels α y , α z and channel control commands δ I , δ II , δ e to stabilize the aircraft in three control channels, the formation of control commands from the channel control commands δ I , δ II , δ e control commands on the steering actuator of the aircraft δ 1 , δ 2 , δ 3 , δ 4 to deflect each aerodynamic steering wheel, the supply of control commands δ 1 , δ 2 , δ 3 , δ 4 on the steering actuator via information or electric communication lines. The described method does not sufficiently ensure the stability of the rocket when aerodynamic crosstalk occurs.

Известные из указанных патентов способы не решают техническую проблему, стоящую в области управления ракет, а именно - обеспечение их устойчивости в условиях максимального влияния дополнительных сил и моментов в канале крена системы стабилизации (третий канал управления) при отклонении аэродинамических рулей в продольных каналах управления (первый и второй каналы управления) системы стабилизации. Возникающая при этом аэродинамическая перекрестная связь может приводить к ухудшению стабилизации и возникновению колебаний летательного аппарата. Причиной возникновения перекрестной связи является возрастающая с увеличением угла атаки несимметрия сил, действующих на каждый из четырех рулей вследствие экранирования корпусом летательного аппарата верхнего руля и увеличения эффективности нижнего руля.The methods known from these patents do not solve the technical problem in the field of missile control, namely, ensuring their stability under the maximum influence of additional forces and moments in the roll channel of the stabilization system (third control channel) when the aerodynamic rudders are deflected in the longitudinal control channels (first and the second control channels) of the stabilization system. The aerodynamic crosstalk that occurs in this case can lead to a deterioration in stabilization and the appearance of oscillations of the aircraft. The reason for the occurrence of cross-coupling is the asymmetry of forces acting on each of the four rudders, which increases with an increase in the angle of attack due to shielding of the upper rudder by the body of the aircraft and an increase in the efficiency of the lower rudder.

Заявляемый способ направлен на решение этой проблемы.The proposed method is aimed at solving this problem.

Техническим результатом настоящего изобретения является улучшение стабилизации летательного аппарата за счет снижения влияния аэродинамической перекрестной связи и уменьшение колебаний летательного аппарата.The technical result of the present invention is to improve the stabilization of the aircraft by reducing the influence of aerodynamic crosstalk and reducing the oscillations of the aircraft.

Указанный технический результат достигается за счет того, что для осуществления способа формирования команд управления на рулевой привод системы стабилизации осесимметричного летательного аппарата записывают в бортовую цифровую вычислительную машину функцию аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения аэродинамического руля в зависимости от числа Маха М, пространственного угла атаки αп, угла аэродинамического крена ϕп и угла отклонения аэродинамического руля δ:The specified technical result is achieved due to the fact that in order to implement the method of generating control commands to the steering drive of the stabilization system of an axisymmetric aircraft, the function of the aerodynamic coefficient of the additional normal force from the deflection of the aerodynamic rudder depending on the Mach number M, the spatial angle of attack α is written into the onboard digital computer n , angle of aerodynamic roll ϕ n and deflection angle of aerodynamic rudder δ:

Figure 00000001
Figure 00000001

определяют углы атаки в продольных каналах управления αу, αz и пространственный угол атаки αп, определяют число Маха и канальные команды управления δI, δII, δэ в трех каналах управления, которые соответствуют углам отклонения аэродинамических рулей в каналах управления, в бортовой аппаратуре системы стабилизации вычисляют угол аэродинамического крена ϕп determine the angles of attack in the longitudinal control channels α y , α z and the spatial angle of attack α p , determine the Mach number and channel control commands δ I , δ II , δ e in three control channels that correspond to the deflection angles of the aerodynamic rudders in the control channels, in on-board equipment of the stabilization system calculate the angle of aerodynamic roll ϕ p

Figure 00000002
Figure 00000002

по полученным значениям числа Маха М, пространственного угла атаки αп, угла аэродинамического крена ϕп и команд управления в двух продольных каналах δI, δII с помощью функции аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения аэродинамического руля cn(δ) в бортовой аппаратуре вычисляют значения аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения каждого аэродинамического руля cn1(δI), cn2(δII), cn3(δI), cn4(δII), подставляя вместо δ значения δI, и δII, формируют из канальных команд управления δI, δII, δэ команды управления для подачи на рулевой привод летательного аппарата δ1, δ2, δ3, δ4 для отклонения каждого аэродинамического руля по следующим математическим зависимостям:according to the obtained values of the Mach number M, the spatial angle of attack α p , the angle of aerodynamic roll ϕ p and control commands in two longitudinal channels δ I , δ II using the function of the aerodynamic coefficient of the additional normal force from the deflection of the aerodynamic rudder c n (δ) in the on-board equipment calculate the values of the aerodynamic coefficient of the additional normal force from the deviation of each aerodynamic rudder c n1 (δ I ), c n2 (δ II ), c n3 (δ I ), c n4 (δ II ), substituting instead of δ the values of δ I , and δ II , form from the channel control commands δ I , δ II , δ e control commands to apply to the steering gear of the aircraft δ 1 , δ 2 , δ 3 , δ 4 to deflect each aerodynamic rudder according to the following mathematical dependencies:

Figure 00000003
Figure 00000003

Реализация заявленного изобретения поясняется графическими материалами, на которых представлены:The implementation of the claimed invention is illustrated by graphic materials, which show:

Фиг. 1 - Схема возникновения аэродинамической перекрестной связи.Fig. 1 - Scheme of the occurrence of aerodynamic crosstalk.

Фиг. 2 - Значения δI от времени полета, режим 1.Fig. 2 - Values of δ I from flight time, mode 1.

Фиг. 3 - Значения δII от времени полета, режим 1.Fig. 3 - Values of δ II from flight time, mode 1.

Фиг. 4 - Значения δэ от времени полета, режим 1.Fig. 4 - The values of δ e of the flight time, the mode 1.

Фиг. 5 - Значения проекции угловой скорости в первом продольном канале управления от времени полета, режим 1.Fig. 5 - Values of the projection of the angular velocity in the first longitudinal control channel from the flight time, mode 1.

Фиг. 6 - Значения проекции угловой скорости во втором продольном канале управления от времени полета, режим 1.Fig. 6 - Values of the projection of the angular velocity in the second longitudinal control channel from the flight time, mode 1.

Фиг. 7 - Значения проекции угловой скорости в канале крена от времени полета, режим 1.Fig. 7 - Values of the projection of the angular velocity in the roll channel on the flight time, mode 1.

Фиг. 8 - Значения проекции линейного ускорения в первом продольном канале управления от времени полета, отнесенные к максимальным, режим 1.Fig. 8 - Values of the linear acceleration projection in the first longitudinal control channel versus the flight time, related to the maximum, mode 1.

Фиг. 9 - Значения проекции линейного ускорения во втором продольном канале управления от времени полета, отнесенные к максимальным, режим 1.Fig. 9 - The values of the projection of linear acceleration in the second longitudinal control channel on the flight time, referred to the maximum, mode 1.

Фиг. 10 - Значения δI от времени полета, режим 2.Fig. 10 - Values of δ I from flight time, mode 2.

Фиг. 11 - Значения δII от времени полета, режим 2.Fig. 11 - Values of δ II from flight time, mode 2.

Фиг. 12 - Значения δэ от времени полета, режим 2.Fig. 12 - The values of δ e of the flight time, mode 2.

Фиг. 13 - Значения проекции угловой скорости в первом продольном канале управления от времени полета, режим 2.Fig. 13 - Values of the projection of the angular velocity in the first longitudinal control channel from the flight time, mode 2.

Фиг. 14 - Значения проекции угловой скорости во втором продольном канале управления от времени полета, режим 2.Fig. 14 - Values of the projection of the angular velocity in the second longitudinal control channel from the flight time, mode 2.

Фиг. 15 - Значения проекции угловой скорости в канале крена от времени полета, режим 2.Fig. 15 - Values of the projection of the angular velocity in the roll channel on the flight time, mode 2.

Фиг. 16 - Значения проекции линейного ускорения в первом продольном канале управления от времени полета, отнесенные к максимальным, режим 2.Fig. 16 - The values of the projection of linear acceleration in the first longitudinal control channel on the flight time, referred to the maximum, mode 2.

Фиг. 17 - Значения проекции линейного ускорения во втором продольном канале управления от времени полета, отнесенные к максимальным, режим 2.Fig. 17 - The values of the projection of linear acceleration in the second longitudinal control channel on the flight time, referred to the maximum, mode 2.

Режим полета осесимметричного летательного аппарата, при котором возникает аэродинамическая перекрестная связь, можно описать следующими величинами, показанными на фиг. 1:The flight mode of an axisymmetric aircraft in which aerodynamic crosstalk occurs can be described by the following quantities shown in FIG. one:

δ1, δ2, δ3, δ4 - углы отклонения аэродинамических рулей,δ 1 , δ 2 , δ 3 , δ 4 - deflection angles of aerodynamic rudders,

αп - пространственный угол атаки,α p - spatial angle of attack,

OXYZ - связанная система координат,OXYZ - associated coordinate system,

V - вектор скорости,V - velocity vector,

Z2, Z4 - дополнительные нормальные силы от отклонения аэродинамических рулей №2 и №4,Z 2 , Z 4 - additional normal forces from the deviation of aerodynamic rudders No. 2 and No. 4,

Mx - момент в канале крена,M x - moment in the roll channel,

My - момент в продольном канале.M y - moment in the longitudinal channel.

Во время полета осесимметричного летательного аппарата для создания управляющего момента в продольном канале My два его аэродинамических руля №2 и №4 отклоняются на угол, равный канальной команде δII. При этом из-за разности дополнительных нормальных сил на руле №2 и №4 возникает дополнительный аэродинамический момент в канале крена Mx. Идентичное возникновение дополнительного аэродинамического момента в канале крена Mx также происходит и в случае отклонения двух аэродинамических рулей №1 и №3 на угол, равный канальной команде δI для создания управляющего момента в продольном канале вокруг оси OZ связанной системы координат.During the flight of an axisymmetric aircraft, to create a control moment in the longitudinal channel M y , its two aerodynamic rudders No. 2 and No. 4 are deflected by an angle equal to the channel command δ II . In this case, due to the difference in additional normal forces on the rudder No. 2 and No. 4, an additional aerodynamic moment arises in the roll channel M x . An identical occurrence of an additional aerodynamic moment in the roll channel M x also occurs in the case of deviation of two aerodynamic rudders No. 1 and No. 3 by an angle equal to the channel command δ I to create a control moment in the longitudinal channel around the axis OZ of the associated coordinate system.

Таким образом, команды, подаваемые на рулевой привод, формируют такое сочетание углов отклонения аэродинамических рулей, при котором возникают эффекты взаимовлияния каналов управления системы стабилизации из-за аэродинамических перекрестных связей, в частности возникновение дополнительных аэродинамических моментов в канале крена системы стабилизации при отклонении аэродинамических рулей в продольных каналах управления. При этом происходит ухудшение стабилизации и возникновение колебаний летательного аппарата.Thus, the commands given to the steering drive form such a combination of deflection angles of the aerodynamic rudders, in which the effects of mutual influence of the control channels of the stabilization system due to aerodynamic cross-links arise, in particular, the occurrence of additional aerodynamic moments in the roll channel of the stabilization system when the aerodynamic rudders deviate in longitudinal control channels. This results in deterioration of stabilization and the occurrence of oscillations of the aircraft.

Заявляемый способ позволяет уменьшить влияния дополнительных аэродинамических моментов в канале крена системы стабилизации при отклонении аэродинамических рулей в продольных каналах управления и обеспечить пространственную устойчивость системы стабилизации и уменьшить колебания осесимметричного летательного аппарата. Это достигается за счет увеличения углов отклонения верхних рулей и уменьшения углов отклонения нижних рулей при управлении в продольных каналах.The proposed method allows to reduce the influence of additional aerodynamic moments in the roll channel of the stabilization system when the aerodynamic rudders are deflected in the longitudinal control channels and to ensure the spatial stability of the stabilization system and reduce the vibrations of the axisymmetric aircraft. This is achieved by increasing the deflection angles of the upper rudders and reducing the deflection angles of the lower rudders when driving in the longitudinal channels.

Для формирования команд управления на рулевой привод системы стабилизации осесимметричного летательного аппарата записывают в бортовую цифровую вычислительную машину функцию аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения аэродинамического руля в зависимости от числа Маха М, пространственного угла атаки αп, угла аэродинамического крена ϕп и угла отклонения аэродинамического руля δ:To form control commands to the steering gear of the stabilization system of an axisymmetric aircraft, the function of the aerodynamic coefficient of the additional normal force from the deflection of the aerodynamic rudder is written into the onboard digital computer, depending on the Mach number M, the spatial angle of attack α p , the angle of aerodynamic roll ϕ p and the angle of deflection of the aerodynamic steering δ:

Figure 00000004
Figure 00000004

cn(δ) - функция аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения аэродинамического руля от четырех аргументов, может быть представлена в виде аппроксимированной функции, системы (совокупности) функций или в виде многомерного массива значений коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения аэродинамического руля.c n (δ) - function of the aerodynamic coefficient of the additional normal force from the deviation of the aerodynamic rudder from four arguments, can be represented as an approximate function, a system (set) of functions or as a multidimensional array of values of the coefficient of the additional normal force from the deviation of the aerodynamic rudder.

В полете в бортовой аппаратуре системы стабилизации непрерывно определяют углы атаки (αу, αz) в продольных каналах управления. Углы атаки в продольных каналах управления могут быть определены известными специалистам методами: с помощью датчиков измерения углов атаки (например, как описано в патенте RU 2272984 С1, 27.03.2006) или расчетом (например, как описано в книге Мизрохи В.Я. Проектирование управления зенитных ракет/Учебно-научное издание - М.: Изд-во ООО «Экслибрис-Пресс», 2010, с. 26-27).In flight, in the on-board equipment of the stabilization system, the angles of attack (α у , α z ) are continuously determined in the longitudinal control channels. The angles of attack in the longitudinal control channels can be determined by methods known to specialists: using sensors for measuring angles of attack (for example, as described in patent RU 2272984 C1, 03/27/2006) or by calculation (for example, as described in the book Mizrohi V.Ya. Control Design anti-aircraft missiles / Educational and scientific publication - M .: Publishing House of Exlibris-Press LLC, 2010, pp. 26-27).

Непрерывно определяют в цифровой форме высоту и скорость полета летательного аппарата, по их значениям и табличным значениям стандартной атмосферы (см. Таблицу стандартной атмосферы. ГОСТ 4401-81) определяют значения массовой плотности воздуха и скорости звука. По значениям скорости полета ракеты и скорости звука определяют число Маха.The height and speed of the flight of the aircraft are continuously determined in digital form, according to their values and the tabular values \u200b\u200bof the standard atmosphere (see Table of the standard atmosphere. GOST 4401-81), the values \u200b\u200bof the mass density of air and the speed of sound are determined. The Mach number is determined from the values of the rocket flight speed and the speed of sound.

Кроме того, бортовая аппаратура системы стабилизации определяет в цифровом виде команды управления в трех каналах управления, которые соответствуют углам отклонения аэродинамических рулей в каналах управления: в двух продольных каналах - δI, δII и в канале крена - δэ.In addition, the onboard equipment of the stabilization system digitally determines the control commands in three control channels, which correspond to the deflection angles of the aerodynamic rudders in the control channels: in two longitudinal channels - δ I , δ II and in the roll channel - δ e .

Далее, исходя из полученных значений углов атаки в продольных каналах управления αy, αz в бортовой аппаратуре системы стабилизации вычисляют угол аэродинамического крена (ϕп)Further, based on the obtained values of the angles of attack in the longitudinal control channels α y , α z in the on-board equipment of the stabilization system, the aerodynamic roll angle (ϕ p ) is calculated

Figure 00000005
Figure 00000005

По полученным значения числа Маха М, пространственного угла атаки αп, угла аэродинамического крена ϕп и команд управления в двух продольных каналах δI, δII согласно функции аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения аэродинамического руля cn(δ) в бортовой аппаратуре вычисляют значения аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения каждого аэродинамического руля cn1(δI), cn2(δII), cn3(δI), cn4(δII), подставляя вместо δ значения δI и δII.Based on the obtained values of the Mach number M, spatial angle of attack α p , angle of aerodynamic roll ϕ p and control commands in two longitudinal channels δ I , δ II according to the function of the aerodynamic coefficient of the additional normal force from the deflection of the aerodynamic rudder c n (δ) in the on-board equipment is calculated values of the aerodynamic coefficient of the additional normal force from the deviation of each aerodynamic rudder c n1 (δ I ), c n2 (δ II ), c n3 (δ I ), c n4 (δ II ), substituting instead of δ the values of δ I and δ II .

Из полученных канальных команд управления δI, δII, δэ и значений аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения аэродинамического руля для каждого аэродинамического руля cn1(δI), cn2(δII), cn3(δI), cn4(δII) в бортовой аппаратуре системы стабилизации в цифровом виде формируют команды управления на рулевой привод летательного аппарата δ1, δ2, δ3, δ4 для отклонения каждого аэродинамического руля. Формирование команд управления на рулевой привод для отклонения каждого аэродинамического руля осуществляют с учетом вычисленных значений аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения одного аэродинамического руля для каждого руля cn1(δI), cn2(δII), cn3(δI), cn4(δII), по следующим математическим зависимостям:From the received channel control commands δ I , δ II , δ e and the values of the aerodynamic coefficient of the additional normal force from the deflection of the aerodynamic rudder for each aerodynamic rudder c n1 (δ I ), c n2 (δ II ), c n3 (δ I ), c n4 (δ II ) in the on-board equipment of the stabilization system digitally form control commands to the steering gear of the aircraft δ 1 , δ 2 , δ 3 , δ 4 to deflect each aerodynamic rudder. The formation of control commands to the steering gear for deflecting each aerodynamic rudder is carried out taking into account the calculated values of the aerodynamic coefficient of the additional normal force from the deviation of one aerodynamic rudder for each rudder c n1 (δ I ), c n2 (δ II ), c n3 (δ I ), c n4 (δ II ), according to the following mathematical dependencies:

Figure 00000006
Figure 00000006

После этого подают с помощью бортовой аппаратуры системы стабилизации команды управления δ1, δ2, δ3, δ4 на рулевой привод летательного аппарата по информационным или электрическим линиям связи. After that, the control commands δ 1 , δ 2 , δ 3 , δ 4 are sent using the onboard equipment of the stabilization system to the steering gear of the aircraft via information or electric communication lines.

Заявляемый способ формирования команд управления δ1, δ2, δ3, δ4 уменьшает значения углов отклонения нижних аэродинамических рулей и увеличивает значения углов отклонения верхних аэродинамических рулей пропорционально расчетным значениям аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения руля при управлении в продольных каналах.The claimed method of generating control commands δ 1 , δ 2 , δ 3 , δ 4 reduces the deflection angles of the lower aerodynamic rudders and increases the deflection angles of the upper aerodynamic rudders in proportion to the calculated values of the aerodynamic coefficient of the additional normal force from the deflection of the rudder when controlled in the longitudinal channels.

Заявляемый способ является промышленно применимым. На фиг. 2÷17 графических материалов представлены результаты имитационного математического моделирования для двух режимов полета летательного аппарата, отличающихся разным уровнем линейных ускорений в продольных каналах управления: режим 1 соответствует 80% от максимального уровня линейных ускорений, режим 2-50% от максимального уровня линейных ускорений. На фиг. 2÷17 утолщенной линией представлены результаты моделирования заявляемого способа формирования сигналов управления на рулевой привод, тонкой линией - результаты моделирования известного способа (описанного в книге Мизрохи В.Я. Проектирование управления зенитных ракет).The inventive method is industrially applicable. In FIG. 2÷17 graphic materials present the results of simulation mathematical modeling for two flight modes of an aircraft that differ in different levels of linear accelerations in the longitudinal control channels: mode 1 corresponds to 80% of the maximum level of linear accelerations, mode 2-50% of the maximum level of linear accelerations. In FIG. 2÷17, the thickened line shows the results of modeling the proposed method of generating control signals to the steering gear, the thin line shows the results of modeling the known method (described in the book Mizrokhi V.Ya. Designing the control of anti-aircraft missiles).

На фиг. 2-17 графических материалов видно, что степень влияния аэродинамической перекрестной связи и уровень колебаний в случае использования заявляемого способа значительно ниже в сравнении с известным способом (так, для приведенных режимов, показанных на фиг. 2÷17, уровень колебаний уменьшился на 20% и более 50%). В одинаковых условиях это достигается за счет уменьшения несимметрии сил, действующих на каждый из четырех аэродинамических рулей при управлении в продольных каналах.In FIG. 2-17 graphic materials show that the degree of influence of aerodynamic crosstalk and the level of oscillations in the case of using the proposed method is much lower in comparison with the known method (for example, for the modes shown in Fig. 2÷17, the level of oscillations decreased by 20% and more than 50%). Under the same conditions, this is achieved by reducing the asymmetry of the forces acting on each of the four aerodynamic rudders when controlled in the longitudinal channels.

Предлагаемый способ формирования команд на рулевой привод в продольных каналах управления системы стабилизации может применяться в осесимметричных летательных аппаратах с трехканальной системой стабилизации и рулевым приводом с четырьмя независимыми аэродинамическими рулями. Проведенное в рамках осуществления способа имитационное математическое моделирование режимов полета летательного аппарата подтвердило улучшение стабилизации и уменьшение колебаний летательного аппарата за счет снижения влияния аэродинамической перекрестной связи.The proposed method for generating commands to the steering gear in the longitudinal control channels of the stabilization system can be used in axisymmetric aircraft with a three-channel stabilization system and a steering gear with four independent aerodynamic rudders. Conducted within the framework of the implementation of the method, simulation mathematical modeling of the flight modes of the aircraft confirmed the improvement in stabilization and the reduction of oscillations of the aircraft by reducing the influence of aerodynamic crosstalk.

Claims (6)

Способ формирования команд управления на рулевой привод системы стабилизации осесимметричного летательного аппарата, заключающийся в том, что записывают в бортовую цифровую вычислительную машину функцию аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения аэродинамического руля в зависимости от числа Маха М, пространственного угла атаки αп, угла аэродинамического крена ϕп и угла отклонения аэродинамического руля δ:A method for generating control commands to the steering drive of the stabilization system of an axisymmetric aircraft, which consists in writing into the onboard digital computer the function of the aerodynamic coefficient of the additional normal force from the deflection of the aerodynamic rudder depending on the Mach number M, the spatial angle of attack α p , the angle of aerodynamic roll ϕ p and deflection angle of the aerodynamic rudder δ:
Figure 00000007
Figure 00000007
 определяют углы атаки в продольных каналах управления αу, αz и пространственный угол атаки αп, определяют число Маха и канальные команды управления δI, δII, δэ в трех каналах управления, которые соответствуют углам отклонения аэродинамических рулей в каналах управления, в бортовой аппаратуре системы стабилизации вычисляют угол аэродинамического крена ϕп determine the angles of attack in the longitudinal control channels α y , α z and the spatial angle of attack α p , determine the Mach number and channel control commands δ I , δ II , δ e in three control channels that correspond to the deflection angles of the aerodynamic rudders in the control channels, in on-board equipment of the stabilization system calculate the angle of aerodynamic roll ϕ p
Figure 00000008
Figure 00000008
 по полученным значениям числа Маха М, пространственного угла атаки αп, угла аэродинамического крена ϕп и команд управления в двух продольных каналах δI, δII с помощью функции аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения аэродинамического руля cn(δ) в бортовой аппаратуре вычисляют значения аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения каждого аэродинамического руля cn1(δI), cn2(δII), cn3(δI), cn4(δII), подставляя вместо δ значения δI, и δII, формируют из канальных команд управления δI, δII, δэ команды управления для подачи на рулевой привод летательного аппарата δI, δ2, δ3, δ4 для отклонения каждого аэродинамического руля по следующим математическим зависимостям:according to the obtained values of the Mach number M, the spatial angle of attack α p , the angle of aerodynamic roll ϕ p and control commands in two longitudinal channels δ I , δ II using the function of the aerodynamic coefficient of the additional normal force from the deflection of the aerodynamic rudder c n (δ) in the on-board equipment calculate the values of the aerodynamic coefficient of the additional normal force from the deviation of each aerodynamic rudder c n1 (δ I ), c n2 (δ II ), c n3 (δ I ), c n4 (δ II ), substituting instead of δ the values of δ I , and δ II , form from the channel control commands δ I , δ II , δ e control commands to apply to the steering gear of the aircraft δ I , δ 2 , δ 3 , δ 4 to deflect each aerodynamic rudder according to the following mathematical dependencies:
Figure 00000009
Figure 00000009
RU2021122850A 2021-07-30 2021-07-30 Method for generating control commands to the steering drive of the stabilization system of an axisymmetric aircraft RU2763512C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021122850A RU2763512C1 (en) 2021-07-30 2021-07-30 Method for generating control commands to the steering drive of the stabilization system of an axisymmetric aircraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021122850A RU2763512C1 (en) 2021-07-30 2021-07-30 Method for generating control commands to the steering drive of the stabilization system of an axisymmetric aircraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2763512C1 true RU2763512C1 (en) 2021-12-29

Family

ID=80039895

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2021122850A RU2763512C1 (en) 2021-07-30 2021-07-30 Method for generating control commands to the steering drive of the stabilization system of an axisymmetric aircraft

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2763512C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3946968A (en) * 1974-08-02 1976-03-30 Raytheon Company Apparatus and method for aerodynamic cross-coupling reduction
US4234142A (en) * 1978-06-08 1980-11-18 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy High angle-of-attack missile control system for aerodynamically controlled missiles
GB2195300B (en) * 1986-08-26 1990-01-31 Normalair Garrett Roll control of missiles
RU2089452C1 (en) * 1980-11-03 1997-09-10 Закрытое акционерное общество - Научно-производственное предприятие "Алмаз" Method of forming signals for control of cruciform-winged rocket
RU2511610C1 (en) * 2012-11-13 2014-04-10 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" Method of control signal forming for double-channel rocket rotating around longitudinal axis

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3946968A (en) * 1974-08-02 1976-03-30 Raytheon Company Apparatus and method for aerodynamic cross-coupling reduction
US4234142A (en) * 1978-06-08 1980-11-18 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy High angle-of-attack missile control system for aerodynamically controlled missiles
RU2089452C1 (en) * 1980-11-03 1997-09-10 Закрытое акционерное общество - Научно-производственное предприятие "Алмаз" Method of forming signals for control of cruciform-winged rocket
GB2195300B (en) * 1986-08-26 1990-01-31 Normalair Garrett Roll control of missiles
RU2511610C1 (en) * 2012-11-13 2014-04-10 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" Method of control signal forming for double-channel rocket rotating around longitudinal axis

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110308735B (en) Under-actuated UUV trajectory tracking sliding mode control method aiming at input time lag
US6246929B1 (en) Enhanced stall and recovery control system
US5259569A (en) Roll damper for thrust vector controlled missile
CA2642803C (en) Robust control effector allocation
US3946968A (en) Apparatus and method for aerodynamic cross-coupling reduction
CN112486193B (en) Three-axis full-authority control method of flying-wing unmanned aerial vehicle based on self-adaptive augmentation control theory
Buschek Design and flight test of a robust autopilot for the IRIS-T air-to-air missile
US5094406A (en) Missile control system using virtual autopilot
CN113110539A (en) Elastic/arrow three-channel control method and control device based on duck rudder
CN111290278A (en) Hypersonic aircraft robust attitude control method based on prediction sliding mode
JPH05108157A (en) Method for combining control-fin command
CN110895418B (en) Low-speed rotating aircraft control method and system for compensating dynamic lag of steering engine
CN111240204B (en) Model reference sliding mode variable structure control-based flying projectile patrol control method
D'Amato et al. Nonlinear dynamic inversion and neural networks for a tilt tri-rotor UAV
RU2763512C1 (en) Method for generating control commands to the steering drive of the stabilization system of an axisymmetric aircraft
CN114721266A (en) Self-adaptive reconstruction control method under structural missing fault condition of airplane control surface
Dogan et al. Control and simulation of relative motion for aerial refueling in racetrack maneuvers
Yang et al. Autopilot design method for the blended missile based on model predictive control
RU2763622C1 (en) Method for generating control commands to the steering drive in the roll channel of the stabilization system of an axisymmetric aircraft
US5875993A (en) Flight control of an airborne vehicle at low velocity
Lian et al. Nonlinear autopilot and guidance for a highly maneuverable missile
Ridgely et al. Dynamic control allocation of a missile with tails and reaction jets
Mickle et al. Skid to turn control of the APKWS missile using trajectory linearization technique
Redondo Gutierrez et al. Design of a Control Allocation Solution for the Winged Reusable Launch Vehicle ReFEx
Scalera et al. A comparison of control allocation methods for the F-15 ACTIVE research aircraft utilizing real-time piloted simulations