RU51587U1 - Система автоматического управления высотой полета беспилотного летательного аппарата - Google Patents
Система автоматического управления высотой полета беспилотного летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU51587U1 RU51587U1 RU2005131255/22U RU2005131255U RU51587U1 RU 51587 U1 RU51587 U1 RU 51587U1 RU 2005131255/22 U RU2005131255/22 U RU 2005131255/22U RU 2005131255 U RU2005131255 U RU 2005131255U RU 51587 U1 RU51587 U1 RU 51587U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- output
- adder
- input
- flight altitude
- inputs
- Prior art date
Links
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к авиации и ракетной технике, к системам управления, действующим автоматически, с автопилотом.
Предлагаемым решением решается техническая задача обеспечения стабилизации высоты полета ЛА без перерегулирования после быстрого изменения высоты полета.
Для решения этой задачи в систему автоматического управления высотой полета беспилотного летательного аппарата, содержащую сумматор, усилитель, рулевую машину, руль высоты, обратную связь, свободный гироскоп тангажа, датчик угловой скорости и высотомер с выходами по значениям высоты и скорости ее изменения, причем выходы свободного гироскопа тангажа и датчика угловой скорости соединены с входами сумматора, выход сумматора соединен с входом усилителя, выход которого подключен к входу рулевой машины, а выход рулевой машины соединен с рулем высоты и через обратную связь подключен к входу сумматора; дополнительно включены два блока формирования сигналов рассогласования между истинной высотой полета и заданной, коммутатор и интегратор, коммутатор имеет два входа, первый из которых соединен с выходом высотомера по значению высоты, второй вход подключен к выходу высотомера по значению скорости изменения высоты, и два выхода, причем выход коммутатора по значению высоты полета соединен с входами первого и второго блоков формирования сигналов рассогласования, а выход по значению скорости изменения высоты полета с входом сумматора, вход интегратора подключен к выходу второго блока формирования сигнала рассогласования, а выходы интегратора и первого блока формирования сигнала рассогласования подключены к входам сумматора.
Description
Полезная модель относится к авиации и ракетной технике, к системам управления, действующим автоматически, с автопилотом.
В качестве прототипа принята система стабилизации высоты полета летательного аппарата (ЛА) (Боднер В.А., Козлов М.С. «Стабилизация летательных аппаратов и автопилоты» Оборонгиз, М., 1961, стр. 92), обеспечивающая автоматическое управление высотой полета ЛА и содержащая сумматор, имеющий четыре входа, усилитель, рулевую машину, руль высоты, обратную связь, гировертикаль (свободный гироскоп тангажа), скоростной гироскоп (датчик угловой скорости) и высотомер, причем выходы свободного гироскопа тангажа, датчика угловой скорости и высотомера соединены с входами сумматора, выход сумматора соединен с входом усилителя, выход которого подключен к входу рулевой машины, а выход рулевой машины соединен с рулем высоты и через обратную связь подключен к входу сумматора.
Все данные существенные признаки присутствуют в предлагаемом техническом решении за исключением подключения выхода высотомера непосредственно к входу сумматора.
Принятая в качестве прототипа система управления обеспечивает стабилизацию высоты полета ЛА, однако, при необходимости быстрого изменения высоты полета ЛА, например, с высоты полета самолета-носителя в момент пуска, которая может составлять 10 000 м и более, до высоты маршевого полета 10...20 м, использование этой системы управления не обеспечивает стабилизации полета на маршевой высоте без перерегулирования, которое в рассматриваемом случае приводит к столкновению с подстилающей поверхностью.
Предлагаемым решением решается техническая задача обеспечения стабилизации высоты полета ЛА без перерегулирования после быстрого изменения высоты полета.
Для решения этой задачи в систему автоматического управления высотой полета беспилотного летательного аппарата, содержащую сумматор, усилитель, рулевую машину, руль высоты, обратную связь, свободный гироскоп тангажа, датчик угловой скорости и высотомер с выходами по значениям высоты и скорости ее изменения, причем выходы свободного гироскопа тангажа и датчика угловой скорости соединены с входами сумматора, выход сумматора соединен с входом усилителя, выход которого подключен к входу рулевой машины, а выход рулевой машины соединен с рулем высоты и через обратную связь подключен к входу сумматора; дополнительно включены два блока формирования сигналов рассогласования между истинной высотой полета и заданной, коммутатор и интегратор, коммутатор имеет два входа, первый из которых соединен с выходом высотомера по значению высоты, второй вход подключен к выходу высотомера по значению скорости изменения высоты, и два выхода, причем выход коммутатора по значению высоты полета соединен с входами первого и второго блоков формирования сигналов рассогласования, а выход по значению скорости изменения высоты полета с входом сумматора, вход интегратора подключен к выходу второго блока формирования сигнала рассогласования, а выходы интегратора и первого блока формирования сигнала рассогласования подключены к входам сумматора.
Основой технического решения предлагаемой полезной модели является наличие в сигнале управления высотой полета двух составляющих, формируемых соответственно первым и вторым блоками формирования сигналов рассогласования:
ΔНс=H-Нc;
ΔНм=Н-Нм,
где Н - текущая высота полета,
Нc - высота полета начала стабилизации,
Нм - маршевая высота полета.
Вторая составляющая (ΔНм) формирует ту составляющую сигнала управления, которая стимулирует выход на высоту маршевого полета, в то время, как первая составляющая оказывает демпфирующее воздействие, не допуская перерегулирования при выходе на маршевую высоту полета. Высота начала стабилизации превышает маршевую высоту полета на несколько десятков метров, причем конкретное значение этого превышения (Нc-Нм) выбирается заранее путем математического моделирования.
Предлагаемое техническое решение имеет следующие отличительные признаки: система автоматического управления высотой полета ЛА содержит два блока формирования сигналов рассогласования между истинной высотой полета и заданной, коммутатор и интегратор, коммутатор имеет два входа, первый из которых соединен с выходом высотомера по значению высоты, второй вход подключен к выходу высотомера по значению скорости изменения высоты, и два выхода, причем выход коммутатора по значению высоты полета соединен с входами первого и второго блоков формирования сигналов рассогласования, а выход по значению скорости изменения высоты полета с входом сумматора, вход интегратора подключен к выходу второго блока формирования сигнала рассогласования, а выходы интегратора и первого блока формирования сигнала рассогласования подключены к входам сумматора.
Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными (указанными в ограничительной части формулы) достигается следующий технический результат - выход на маршевую высоту полета происходит без перерегулирования.
В результате поиска по источникам патентной и научно-технической информации совокупность признаков, характеризующая предлагаемую конструкцию устройства стабилизации высоты полета ЛА не была
обнаружена. Таким образом, предлагаемая полезная модель соответствует критерию охраноспособности "новое".
Предложенное техническое решение может найти применение в системах управления беспилотными летательными аппаратами, а следовательно отвечает требованию «промышленно применимо».
Предлагаемое техническое решение иллюстрируется фиг.1, 2.
На фиг.1 представлена блок-схема предлагаемой системы управления.
На фиг.2 показан конечный участок траектории перехода ЛА с высоты пуска на маршевую высоту.
Представленная на фиг.1 блок-схема системы автоматического управления высотой полета беспилотного ЛА содержит сумматор 1, усилитель 2, рулевую машину 3, обратную связь 4, руль высоты 5, свободный гироскоп тангажа 6, датчик угловой скорости 7, высотомер 8 с выходами по значениям высоты и скорости ее изменения, коммутатор 9, первый блок формирования сигнала рассогласования 10, второй блок формирования сигнала рассогласования 11 и интегратор 12.
При этом выход сумматора 1 соединен с входом усилителя 2, выход которого подключен к входу рулевой машины 3, выход рулевой машины 3 соединен с рулем высоты 5 и через обратную связь 4 подключен к входу сумматора 1, выходы свободного гироскопа тангажа 6, датчика угловой скорости 7, интегратора 12, первого блока формирования сигнала рассогласования 10 подключены к входам сумматора 1, выходы высотомера 8 по значениям высоты полета и скорости ее изменения соединены с входами коммутатора 9, выход коммутатора 9 по значению высоты полета подключен к входам первого блока формирования сигнала рассогласования 10 и второго блока формирования сигнала рассогласования 11, выход последнего соединен с входом интегратора 12, выход коммутатора 9 по значению скорости изменения высоты полета подключен к сумматору 1.
Вновь введенные устройства: первый и второй блоки формирования сигналов рассогласования (10, 11), коммутатор 9 и интегратор 12
представляют собой электронные блоки, построенные на базе одного или нескольких усилителей, коммутатор 9 содержит в своем составе реле.
Выполняемые этими блоками задачи могут быть решены и на базе цифровой техники, в частности, с использованием микропроцессоров.
Сумматор представляет устройство, позволяющее суммировать несколько напряжений, каждое из которых пропорционально соответствующему сигналу (Ю.П.Добровенский, В.И.Иванова, Г.С.Поспелов Автоматика управляемых снарядов. Оборонгиз, М., 1963, стр.218).
В предлагаемом техническом решении в отличие от прототипа выход высотомера 8 по значению высоты полета подается в сумматор 1 через коммутатор 9 и первый блок рассогласования 10. Кроме того, сумматор 1 имеет по сравнению с прототипом два дополнительных входа, на которые подаются напряжения пропорциональные скорости изменения высоты полета (с выхода коммутатора 9) и (с интегратора 12).
Предложенная система автоматического управления высотой полета беспилотного ЛА работает следующим образом:
При достижении в процессе снижения высоты полета Н≤Нc коммутатор 9 включает в работу первый и второй блоки формирования сигналов рассогласования 10, 11, запускает интегратор 12 и подключает свой выход по значению скорости изменения высоты полета к входу сумматора 1; система управления переходит в режим стабилизации высоты полета.
Угол тангажа (ϑ) и угловая скорость (), измеренные соответственно свободным гироскопом тангажа 6 и датчиком угловой скорости 7, поступают непосредственно на входы сумматора 1.
Скорость изменения высоты полета, измеренная высотомером 8, поступает на вход сумматора 1 через коммутатор 9.
Текущая высота полета, измеренная высотомером 8, через коммутатор 9 поступает в первый и второй блоки формирования сигналов
рассогласования 10, 11, на выходе которых соответственно формируются сигналы рассогласования ΔНс=Н-Нc;
ΔНм=Н-Нм,
причем последний проходит через интегратор 12, на выходе которого формируется сигнал , где tc - время начала режима стабилизации.
Сигналы и ΔНс поступают на входы сумматора 1, на выходе которого формируется управляющий сигнал:
Здесь iв, ρв, kн, , kiн - передаточные числа.
В сумматоре 1 формируется сигнал рассогласования между управляющим сигналом и выходом обратной связи 4, который через усилитель 2 поступает на вход рулевой машины 3. Рулевая машина отклоняет руль высоты 5, в результате чего происходит изменение углового положения летательного аппарата и, как следствие, высоты его полета.
В результате система автоматического управления высотой полета обеспечивает не только полет ЛА на высоте, близкой к маршевой, но и реализует безопасный для ЛА выход на маршевую высоту полета независимо от перепада между высотой пуска и высотой маршевого полета.
Положительный эффект предложенного технического решения иллюстрируется на фиг.2, где показан конечный участок траектории перехода ЛА с высоты 11 000 м на маршевую высоту Нм=15 м при высоте начала стабилизации Нс=100 м. Предлагаемая система автоматического управления обеспечивает стабилизацию высоты полета ЛА без перерегулирования после быстрого изменения высоты полета.
Claims (1)
- Система автоматического управления высотой полета беспилотного летательного аппарата, содержащая сумматор, усилитель, рулевую машину, руль высоты, обратную связь, свободный гироскоп тангажа, датчик угловой скорости и высотомер с выходами по значениям высоты и скорости ее изменения, причем выходы свободного гироскопа тангажа и датчика угловой скорости соединены с входами сумматора, выход сумматора соединен с входом усилителя, выход которого подключен к входу рулевой машины, а выход рулевой машины соединен с рулем высоты и через обратную связь подключен к входу сумматора, отличающаяся тем, что система содержит два блока формирования сигналов рассогласования между истинной высотой полета и заданной, коммутатор и интегратор, коммутатор имеет два входа, первый из которых соединен с выходом высотомера по значению высоты, второй вход подключен к выходу высотомера по значению скорости изменения высоты, и два выхода, причем выход коммутатора по значению высоты полета соединен с входами первого и второго блоков формирования сигналов рассогласования, а выход по значению скорости изменения высоты полета с входом сумматора, вход интегратора подключен к выходу второго блока формирования сигнала рассогласования, а выходы интегратора и первого блока формирования сигнала рассогласования подключены к входам сумматора.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005131255/22U RU51587U1 (ru) | 2005-10-11 | 2005-10-11 | Система автоматического управления высотой полета беспилотного летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005131255/22U RU51587U1 (ru) | 2005-10-11 | 2005-10-11 | Система автоматического управления высотой полета беспилотного летательного аппарата |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU51587U1 true RU51587U1 (ru) | 2006-02-27 |
Family
ID=36115194
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005131255/22U RU51587U1 (ru) | 2005-10-11 | 2005-10-11 | Система автоматического управления высотой полета беспилотного летательного аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU51587U1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2008063101A2 (fr) * | 2006-11-24 | 2008-05-29 | Naidovich, Vladimir Evgenievich | Procédé permettant de commander à distance l'altitude de vol d'un avion radiocommandé et dispositif destiné à sa mise en oeuvre |
-
2005
- 2005-10-11 RU RU2005131255/22U patent/RU51587U1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2008063101A2 (fr) * | 2006-11-24 | 2008-05-29 | Naidovich, Vladimir Evgenievich | Procédé permettant de commander à distance l'altitude de vol d'un avion radiocommandé et dispositif destiné à sa mise en oeuvre |
| WO2008063101A3 (fr) * | 2006-11-24 | 2008-09-25 | Naidovich Vladimir Evgenievich | Procédé permettant de commander à distance l'altitude de vol d'un avion radiocommandé et dispositif destiné à sa mise en oeuvre |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4075701A (en) | Method and circuit arrangement for adapting the measuring range of a measuring device operating with delta modulation in a navigation system | |
| US5195039A (en) | Hover position hold system for rotary winged aircraft | |
| Achtelik et al. | Inversion based direct position control and trajectory following for micro aerial vehicles | |
| CN105843249A (zh) | 基于Pixhawk飞控的无人机自动巡航系统及其巡航方法 | |
| EP1678460B1 (en) | System and method with adaptive angle-of-attack autopilot | |
| RU2290346C1 (ru) | Система автоматического управления высотой полета беспилотного летательного аппарата | |
| RU2394263C1 (ru) | Адаптивное устройство формирования сигнала управления продольно-балансировочным движением летательного аппарата | |
| RU51587U1 (ru) | Система автоматического управления высотой полета беспилотного летательного аппарата | |
| CN111781938B (zh) | 欠驱动水下航行器及其镇定方法与装置 | |
| CN108663929B (zh) | 一种基于路径规划的无人机刹车改进方法 | |
| CN111947654A (zh) | 一种导航与控制一体化芯片及其控制方法 | |
| US2553597A (en) | Aircraft automatic pilot | |
| RU2374602C2 (ru) | Способ формирования сигналов управления симметричной ракетой | |
| CN111459184A (zh) | 一种采用分段攻角指令的无人飞行器自动着舰控制方法 | |
| RU2176812C1 (ru) | Система управления боковым движением легкого самолета | |
| RU2459744C1 (ru) | Способ формирования интегрального сигнала стабилизации планирующего движения беспилотного летательного аппарата и устройство для его осуществления | |
| RU2703007C1 (ru) | Способ формирования сигналов управления для рулевых приводов беспилотного летательного аппарата и устройство для его осуществления | |
| RU186492U1 (ru) | Система угловой стабилизации | |
| RU33553U1 (ru) | Система автоматического управления креном летательного аппарата | |
| RU2671063C1 (ru) | Система дистанционного управления самолетом в боковом движении | |
| ABDUJABAROV et al. | USING FLIGHT CONTROL SYSTEMS IN UNMANNED AERIAL VEHICLES | |
| RU75066U1 (ru) | Устройство формирования сигналов управления рулями симметричной ракеты | |
| RU2662576C1 (ru) | Система автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку | |
| RU2619793C1 (ru) | Система автоматического управления самолетом при наборе и стабилизации заданной высоты полета | |
| US2977070A (en) | Automatic flight control system |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MG1K | Anticipatory lapse of a utility model patent in case of granting an identical utility model |
Ref document number: 2005131255/22 Country of ref document: RU Effective date: 20061227 |