RU68145U1 - AUTOMOTIVE CONTROL SYSTEM FOR UNMANNED AIRCRAFT - Google Patents
AUTOMOTIVE CONTROL SYSTEM FOR UNMANNED AIRCRAFT Download PDFInfo
- Publication number
- RU68145U1 RU68145U1 RU2007123739/22U RU2007123739U RU68145U1 RU 68145 U1 RU68145 U1 RU 68145U1 RU 2007123739/22 U RU2007123739/22 U RU 2007123739/22U RU 2007123739 U RU2007123739 U RU 2007123739U RU 68145 U1 RU68145 U1 RU 68145U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- block
- sensors
- aircraft
- unit
- input
- Prior art date
Links
Abstract
Полезная модель относится к системам автоматического управления беспилотными летательными аппаратами. Система содержит блок акселерометров для измерения линейных ускорений объекта в проекции на оси связанной системы координат, блок датчиков угловых скоростей для измерения угловых скоростей объекта в проекции на оси связанной системы координат, блок магнитных датчиков для измерения вектора магнитного поля Земли в проекции на оси связанной системы координат, температурные датчики для измерения температуры датчиков угловых скоростей, акселерометров, магнитных датчиков, температуры забортного воздуха; датчика абсолютного давления и датчика дифференциального давления, блок оценки высоты, воздушной скорости и скороподъемности, спутниковый навигационный приемник для введения в систему информации о географических координатах местоположения летательного аппарата, блоки измерения внешней частоты оборотов двигателей летательного аппарата, а так же программируемый блок управления. Система так же снабжена многоканальным аналого-цифровым преобразователем, к входу которого подключены выходы указанных датчиков, блоком коррекции сигналов датчиков, выполненным с функцией компенсации погрешностей показаний датчиков, обусловленных температурными дрейфами и неперпендикулярностью осей датчиков, к входу которого подключены выходы многоканального аналого-цифрового преобразователя, блоком оценки углового положения объекта, выполненным с функцией оценки текущих углов положения летательного аппарата по параметрам курса, крена и тангажа, и вход которого связан с выходом блока коррекции сигналов датчиков, блоком захвата ШИМ сигналов, выполненным с функцией получения управляющих воздействий в систему от внешнего источника, задающего эти воздействия, блоком отработки программы полета, выполненным с функцией отслеживания текущего состояния параметров полета и выработки решения об изменении схемы управления летательным аппаратом, и связанным с входом The utility model relates to automatic control systems for unmanned aerial vehicles. The system contains a block of accelerometers for measuring linear accelerations of an object in a projection on the axis of a connected coordinate system, a block of angular velocity sensors for measuring angular velocities of an object in a projection on a axis of a connected coordinate system, a block of magnetic sensors for measuring the Earth’s magnetic field vector in a projection on an axis of a connected coordinate system temperature sensors for measuring the temperature of angular velocity sensors, accelerometers, magnetic sensors, outside air temperature; absolute pressure sensor and differential pressure sensor, unit for estimating altitude, airspeed and rate of climb, satellite navigation receiver for entering into the system information about the geographical coordinates of the aircraft’s location, units for measuring the external engine speed of the aircraft, as well as a programmable control unit. The system is also equipped with a multi-channel analog-to-digital converter, the outputs of these sensors are connected to the input, a sensor signal correction block, which is designed to compensate for errors in sensor readings caused by temperature drifts and irregularity of the sensor axes, to the input of which the outputs of a multi-channel analog-to-digital converter are connected, unit for evaluating the angular position of the object, performed with the function of evaluating the current angles of the position of the aircraft according to the course parameters , roll and pitch, and the input of which is connected to the output of the sensor signal correction block, the PWM signal capture block, configured to receive control actions to the system from an external source that defines these actions, by the flight program processing unit, which is designed to track the current state of flight parameters and making decisions on changing the aircraft control circuitry and associated input
программируемого блока управления и с выходом энергонезависимой памяти, блоком отслеживания критических ситуаций, выполненным с функцией выработки сигнала для блока отработки программы полета, который по получению данного сигнала загружает на выполнение программу полета, гарантирующую сохранение летательного аппарата, блоком формирования управляющих ШИМ сигналов рулевых механизмов, выполненным с возможностью реализации функции выработку ШИМ сигналов с заданной частотой и скважностью в зависимости от управляющего сигнала, поступающего с программируемого блока управления, а так же интерфейсным модулем для реализации обмена данными с внешними устройствами. 1 ил.programmable control unit and with non-volatile memory output, a critical situations tracking unit, configured to generate a signal for the flight program processing unit, which, upon receipt of this signal, loads the flight program to be executed, which guarantees the preservation of the aircraft, by the steering gear PWM signal generation unit, made with the possibility of implementing the function of generating PWM signals with a given frequency and duty cycle, depending on the control signal, from a programmable control unit, as well as an interface module for implementing data exchange with external devices. 1 ill.
Description
Полезная модель относится к системам автоматического управления беспилотными летательными аппаратами (БЛА), позволяющими стабилизировать углы положения летательного аппарата, курс, скорость, высоту, скороподъемность, выполнять полет по заданной траектории с привязкой к географическим координатам, производить автоматический взлет и посадку летательного аппарата. Отличие системы состоит в наличии специализированного программируемого блока управления, позволяющего реализовывать различные режимы управления летательным аппаратом в одном устройстве управления.The utility model relates to automatic control systems for unmanned aerial vehicles (UAVs), which make it possible to stabilize the aircraft angles, heading, speed, altitude, climb, perform a flight along a predetermined path with reference to geographical coordinates, and automatically take off and land the aircraft. The difference of the system is the presence of a specialized programmable control unit that allows you to implement various control modes of the aircraft in one control device.
Известна система управления БЛА, которая осуществляет формирование траектории, навигацию, управление и стабилизацию ракеты, а также выдачу разовых команд на подсистемы БЛА [Козлов В.И. "Системы автоматического управления летательными аппаратами", М., "Машиностроение", 1979, стр.53, 152].A known UAV control system that implements the formation of the trajectory, navigation, control and stabilization of the rocket, as well as the issuance of one-time commands to the UAV subsystems [Kozlov V.I. "Systems of automatic control of aircraft", M., "Mechanical Engineering", 1979, p. 53, 152].
Эта система содержит блок управления двигателем, высотомер, гироинерциальную систему с датчиками углового положения ракеты и акселерометрами, датчики угловых скоростей, вычислитель, сумматоры управляющих сигналов тангажа, курса и крена, блок кинематической разводки, содержащий сумматоры первого, второго и третьего рулевых приводов и первый и второй инверторы, и рулевые приводы, при этом гироинерциальная система и высотомер подключены к входам вычислителя, первый, второй и третий выходы которого соединены с первыми входами сумматоров управляющих сигналов каналов тангажа, курса и крена соответственно (причем вторые входы этих сумматоров подключены к выходам соответствующих датчиков углового положения гироинерциальной системы, четвертый выход вычислителя соединен с входом блока управления двигателем летательного аппарата, выходы блока датчиков угловых скоростей соединены с третьими входами сумматоров управляющих сигналов, выход сумматора управляющих сигналов канала курса подключен к входам сумматоров первого и третьего рулевых приводов и через первый инвертор - к входу сумматора второго рулевого привода, выход сумматора управляющих сигналов канала крена соединен с входами сумматоров This system contains an engine control unit, an altimeter, a gyroinertial system with rocket angular position sensors and accelerometers, angular velocity sensors, a computer, pitch, heading and roll control signal adders, a kinematic wiring block containing adders of the first, second, and third steering drives and the first and the second inverters and steering drives, while the gyroinertial system and altimeter are connected to the inputs of the calculator, the first, second and third outputs of which are connected to the first inputs of the adders control signals of pitch, heading, and roll channels, respectively (the second inputs of these adders are connected to the outputs of the corresponding sensors of the angular position of the gyroinertial system, the fourth output of the computer is connected to the input of the engine control unit of the aircraft, the outputs of the block of angular velocity sensors are connected to the third inputs of the control signal adders, the output of the adder of the control signals of the heading channel is connected to the inputs of the adders of the first and third steering drives and through the first inverter - input of the adder of the second steering gear, the output of the adder roll control channel signals connected to the inputs of adders
первого и второго рулевых приводов и через второй инвертор - с входом сумматора третьего рулевого привода, а выходы сумматоров первого, второго и третьего рулевых приводов соединены с входами соответствующих рулевых приводов).the first and second steering drives and through the second inverter with the input of the adder of the third steering gear, and the outputs of the adders of the first, second and third steering gears are connected to the inputs of the corresponding steering gears).
Такая система управления обеспечивает стабилизацию БЛА относительно центра масс, формирование траектории, в частности, с заданной высотой горизонтального полета и облетом рельефа местности, а также выполнение заданного пространственного и временного графика полета (ПВГП) за счет управления как координатами ракеты в пространстве, так и скоростью ее полета на отдельных участках, заданных поворотными пунктами маршрута (ППМ). Формируются также необходимые разовые команды на подсистемы БЛА.Such a control system ensures the stabilization of the UAV relative to the center of mass, the formation of a trajectory, in particular, with a given horizontal flight altitude and flight over the terrain, as well as the implementation of a given spatial and temporal flight schedule (PVGP) by controlling both the coordinates of the rocket in space and speed its flight in separate sections defined by turning points of the route (MRP). The necessary one-time commands for UAV subsystems are also formed.
Однако известная система не дает возможности достаточно эффективно управлять БЛА. Это объясняется отсутствием возможности автономного изменения управления БЛА в случае возникновения аварийной ситуации в полете БЛА или необходимости корректировки режима полета, обусловленной изменившимися условиями движения.However, the known system does not make it possible to effectively control the UAV. This is due to the lack of the possibility of an autonomous change in UAV control in the event of an emergency in UAV flight or the need to adjust the flight mode due to changing traffic conditions.
Известна система управления беспилотным летательным аппаратом, содержащая блок управления двигателем, высотомер, гироинерциальную систему с датчиками углового положения ракеты и акселерометрами, датчики угловых скоростей, вычислитель, сумматоры управляющих сигналов тангажа, курса и крена, блок кинематической разводки, содержащий сумматоры первого, второго и третьего рулевых приводов и первый и второй инверторы, и рулевые приводы, при этом гироинерциальная система и высотомер подключены к входам вычислителя, предназначенного для формирования управляющих сигналов по углам тангажа, курса и крена, а также сигналов на запуск, останов и регулирование тяги двигателя, первый, второй и третий выходы вычислителя соединены с первыми входами сумматоров управляющих сигналов каналов тангажа, курса и крена соответственно, причем вторые входы этих сумматоров подключены к выходам соответствующих датчиков углового положения гироинерциальной системы, четвертый выход вычислителя соединен с входом блока управления двигателем летательного аппарата, выходы блока датчиков угловых скоростей соединены с третьими входами сумматоров управляющих A control system for an unmanned aerial vehicle is known, comprising an engine control unit, an altimeter, a gyro-inertial system with rocket angular position sensors and accelerometers, angular velocity sensors, a computer, pitch, heading and roll control signal adders, a kinematic wiring block containing first, second, and third adders steering drives and the first and second inverters, and steering drives, while the gyro-inertial system and altimeter are connected to the inputs of the computer designed for control signals for pitch, heading and roll angles, as well as signals for starting, stopping and adjusting engine thrust, the first, second and third outputs of the computer are connected to the first inputs of the adders of the control signals of the pitch, heading and roll channels, respectively, with the second inputs of these adders connected to the outputs of the corresponding sensors of the angular position of the gyro-inertial system, the fourth output of the computer is connected to the input of the engine control unit of the aircraft, the outputs of the sensor block of the angular growth connected with the third control input adders
сигналов, выход сумматора управляющих сигналов канала курса подключен к входам сумматоров первого и третьего рулевых приводов и через первый инвертор к входу сумматора второго рулевого привода, выход сумматора управляющих сигналов канала крена соединен с входами сумматоров первого и второго рулевых приводов и через второй инвертор с входом сумматора третьего рулевого привода, а выходы сумматоров первого, второго и третьего рулевых приводов соединены с входами соответствующих рулевых приводов, при этом в систему дополнительно введены блоки задержки, запоминающее устройство, компараторы, логический элемент ИЛИ, логические элементы И, блоки определения модуля, блок вычисления производной, блок перемножения, сумматоры, ключ, сумматор сигнала ликвидации и подсистема прекращения полета, причем вычислитель дополнительно формирует сигналы текущей скорости полета, вертикальной скорости полета и оставшегося до завершения полета времени, входы первого и второго блоков задержки соединены соответственно со вторым выходом высотомера и седьмым выходом гироинерциальной системы, входы третьего и четвертого блоков задержки и первый вход запоминающего устройства подключены к выходу блока управления двигателем, выходы первого и второго блоков задержки соединены соответственно с первым и вторым входами логического элемента ИЛИ, выход третьего блока задержки соединен с первым входом второго логического элемента И, запоминающее устройство через последовательно соединенные второй сумматор, ключ и пятый компаратор подключено ко второму входу второго логического элемента И, причем вторые входы запоминающего устройства и второго сумматора соединены с пятым выходом вычислителя, а выход четвертого блока задержки подсоединен к управляющему входу ключа, вход первого компаратора соединен с четвертым выходом вычислителя, а выход этого компаратора подключен к третьему входу второго логического элемента И, вход первого блока определения модуля соединен с шестым выходом вычислителя, а выход этого блока через третий компаратор подсоединен к четвертому входу второго логического элемента И, выход которого подключен к третьему входу логического элемента ИЛИ, входы второго блока определения модуля, блока вычисления производной и первый вход блока перемножения соединены с шестым выходом гироинерциальной системы, signals, the output of the adder of the control signals of the heading channel is connected to the inputs of the adders of the first and third steering drives and through the first inverter to the input of the adder of the second steering drive, the output of the adder of the control signals of the roll channel is connected to the inputs of the adders of the first and second steering drives and through the second inverter with the input of the adder third steering gear, and the outputs of the adders of the first, second and third steering gears are connected to the inputs of the respective steering gears, while the system is additionally introduced delay blocks, storage device, comparators, OR logic element, AND logic modules, module determination blocks, derivative calculation block, multiplication block, adders, key, elimination signal adder and flight termination subsystem, the calculator additionally generating signals of the current flight speed, vertical speed flight and the time remaining until the completion of the flight, the inputs of the first and second delay units are connected respectively to the second output of the altimeter and the seventh output of the gyro-inertial system s, the inputs of the third and fourth delay units and the first input of the storage device are connected to the output of the engine control unit, the outputs of the first and second delay units are connected respectively to the first and second inputs of the OR logic element, the output of the third delay unit is connected to the first input of the second logical element AND, the storage device is connected in series through the second adder, the key and the fifth comparator is connected to the second input of the second logical element And, and the second inputs of the storage device The properties and the second adder are connected to the fifth output of the calculator, and the output of the fourth delay unit is connected to the control input of the key, the input of the first comparator is connected to the fourth output of the calculator, and the output of this comparator is connected to the third input of the second logic element AND, the input of the first module definition block is connected to the sixth output of the calculator, and the output of this block through the third comparator is connected to the fourth input of the second logical element AND, the output of which is connected to the third input of the logical element OR, the inputs of the second module definition block, the derivative calculation block, and the first input of the multiplication block are connected to the sixth output of the gyroinertial system,
выход второго блока определения модуля через последовательно соединенные четвертый компаратор, первый логический элемент И и пятый блок задержки подключен к четвертому входу логического элемента ИЛИ, выход блока вычисления производной через последовательно соединенные блок перемножения и шестой компаратор подсоединен ко второму входу первого логического элемента И, первый и второй входы первого сумматора соединены соответственно с пятым выходом гироинерциальной системы и вторым выходом вычислителя, а выход через последовательно соединенные третий блок определения модуля, седьмой компаратор и шестой блок задержки подключен к пятому входу логического элемента ИЛИ, выход которого через третий логический элемент И и подсистему прекращения полета подключен ко второму входу сумматора сигнала ликвидации, первый вход которого соединен с выходом сумматора управляющих сигналов канала тангажа, а выход со входом сумматоров второго и третьего рулевых приводов, вход второго компаратора подключен к седьмому выходу вычислителя, а выход соединен со вторым входом третьего логического элемента И (RU №2212702, G05D 1/10, опубл. 2003.09.20).the output of the second module definition block through the fourth comparator, the first AND gate and the fifth delay block is connected to the fourth input of the OR logic element, the output of the derivative calculation block through the series-connected multiplication block and the sixth comparator is connected to the second input of the first logical gate And, the first and the second inputs of the first adder are connected respectively to the fifth output of the gyroinertial system and the second output of the calculator, and the output through sequentially with the third module determination unit, the seventh comparator and the sixth delay unit are connected to the fifth input of the OR logic element, the output of which is connected to the second input of the elimination signal adder, the first input of which is connected to the output of the adder of the control signals of the pitch channel, through the third logical element And and the flight termination subsystem and the output with the input of the adders of the second and third steering drives, the input of the second comparator is connected to the seventh output of the calculator, and the output is connected to the second input of the third log of the element And (RU No. 2212702, G05D 1/10, publ. 2003.09.20).
Недостатком данной системы является то, что она работает по одному определенному алгоритму управления полетом БЛА и не может в автономном режиме во время полета изменять алгоритм полета.The disadvantage of this system is that it works according to one specific UAV flight control algorithm and cannot autonomously change the flight algorithm during a flight.
Данное техническое решение принято в качестве прототипа для объекта.This technical solution was made as a prototype for the object.
Достигаемый при этом технический результат заключается в повышении тактико-эксплуатационных показателей и эффективности управления БЛА за счет возможности стабилизировать углы положения БЛА, курс, скорость, высоту, скороподъемность, выполнять полет по заданной траектории с привязкой к географическим координатам, производить автоматический взлет и посадку БЛА и возможности реализовывать различные режимы управления БЛА в одном устройстве управления.The technical result achieved in this case consists in increasing the tactical and operational indicators and UAV control efficiency due to the ability to stabilize UAV position angles, heading, speed, altitude, climb, perform a flight along a predetermined path with reference to geographical coordinates, automatically take off and land UAVs and the ability to implement various UAV control modes in one control device.
Указанный технический результат так же достигается тем, что программируемая система автоматического управления беспилотным летательным аппаратом, содержащая блок акселерометров для измерения линейных ускорений объекта в проекции на оси связанной системы координат, блок датчиков угловых скоростей для измерения угловых The indicated technical result is also achieved by the fact that a programmable automatic control system for an unmanned aerial vehicle, containing a block of accelerometers for measuring linear accelerations of an object in a projection on the axis of a connected coordinate system, a block of angular velocity sensors for measuring angular
скоростей объекта в проекции на оси связанной системы координат, блок магнитных датчиков для измерения вектора магнитного поля Земли в проекции на оси связанной системы координат, температурные датчики для измерения температуры датчиков угловых скоростей, акселерометров, магнитных датчиков, температуры забортного воздуха; датчика абсолютного давления и датчика дифференциального давления, блок оценки высоты, воздушной скорости и скороподъемности, спутниковый навигационный приемник для введения в систему информации о географических координатах местоположения летательного аппарата, блоки измерения внешней частоты оборотов двигателей летательного аппарата, а так же программируемым блоком управления, снабжена многоканальным аналого-цифровым преобразователем, к входу которого подключены выходы указанных датчиков и выход блока акселерометров, блоком коррекции сигналов датчиков, выполненным с функцией компенсации погрешностей показаний датчиков, обусловленных температурными дрейфами и неперпендикулярностью осей датчиков, к входу которого подключены выходы многоканального аналого-цифрового преобразователя, блоком оценки углового положения объекта, выполненным с функцией оценки текущих углов положения летательного аппарата по параметрам курса, крена и тангажа, и вход которого связан с выходом блока коррекции сигналов датчиков, блоком захвата ШИМ сигналов, выполненным с функцией получения управляющих воздействий в систему от внешнего источника, задающего эти воздействия, блоком отработки программы полета, выполненным с функцией отслеживания текущего состояния параметров полета и выработки решения об изменении схемы управления летательным аппаратом, и связанным с входом программируемого блока управления и с входом энергонезависимой памяти, блоком отслеживания критических ситуаций, выполненным с функцией выработки сигнала для блока отработки программы полета, который по получению данного сигнала загружает на выполнение программу полета, гарантирующую сохранение летательного аппарата, блоком формирования управляющих ШИМ сигналов рулевых механизмов, выполненным с возможностью реализации функции выработку ШИМ сигналов с заданной частотой и скважностью в зависимости от the object’s velocities in the projection on the axis of the associated coordinate system, a block of magnetic sensors for measuring the Earth’s magnetic field vector in the projection on the axis of the connected coordinate system, temperature sensors for measuring the temperature of angular velocity sensors, accelerometers, magnetic sensors, outside air temperature; absolute pressure sensor and differential pressure sensor, unit for estimating altitude, airspeed and rate of climb, satellite navigation receiver for entering into the system information about the geographical coordinates of the aircraft’s location, measuring units for the external engine speed of the aircraft, as well as a programmable control unit, is equipped with a multi-channel an analog-to-digital converter, to the input of which the outputs of these sensors and the output of the accelerometer block are connected, by the the sensor signal rectification performed with the function of compensating for sensor error due to temperature drifts and irregularity of the axes of the sensors, to the input of which the outputs of the multichannel analog-to-digital converter are connected, by the unit for evaluating the angular position of the object, made with the function of estimating the current position angles of the aircraft according to the course parameters, roll and pitch, and the input of which is connected with the output of the sensor signal correction block, the PWM signal capture block, performed with the function of exercises of control actions to the system from an external source that defines these actions with a flight program development unit, which is designed to track the current state of flight parameters and make decisions on changing the control circuit of the aircraft, and is connected with the input of the programmable control unit and the input of non-volatile memory, unit tracking critical situations, performed with the function of generating a signal for the block working out the flight program, which upon receipt of this signal loads on Making a flight program to ensure the preservation of the aircraft, the PWM unit generating control signals of steering mechanisms configured to implement the function of generation of PWM signals having a predetermined frequency and duty cycle depending on
управляющего сигнала, поступающего с программируемого блока управления, а так же интерфейсным модулем для реализации обмена данными с внешними устройствами.control signal coming from a programmable control unit, as well as an interface module for implementing data exchange with external devices.
Указанные признаки являются существенными и взаимосвязаны с образованием устойчивой совокупности существенных признаков, достаточной для получения требуемого технического результата.These features are significant and are interconnected with the formation of a stable set of essential features sufficient to obtain the desired technical result.
Настоящая полезная модель поясняется конкретным примером исполнения, который, однако, не является единственно возможным, но наглядно демонстрирует возможность достижения требуемого технического результата.The present utility model is illustrated by a specific example of execution, which, however, is not the only possible one, but clearly demonstrates the possibility of achieving the desired technical result.
На фиг.1 - блок-схема системы автоматического управления беспилотным летательным аппаратом.Figure 1 - block diagram of a system for automatic control of an unmanned aerial vehicle.
Согласно настоящей полезной модели рассматривается система для автоматического управления беспилотными летательными аппаратами (САУ). Встроенный блок микромеханических инерциальных датчиков позволяет измерять угловые скорости и углы положения объекта по трем осям связанной системы координат. Управление объектом производятся программно реализованными контурами управления на базе ПИД регуляторов. В системе могут храниться несколько контуров управления, переключение которых может производиться как по команде, так и автопилотом в соответствии с заданным полетным заданием. Таким образом, можно иметь несколько предварительно настроенных конфигураций САУ для различных условий. Например, при отладке сложной системы стабилизации в критические моменты можно перейти на полностью ручное управление, послав команду на загрузку конфигурации, напрямую соединяющей входы системы с ее выходами. Или обеспечить оптимальное управление объектом при смещении центра масс, путем загрузки конфигурации, наиболее подходящей под загрузку аппарата.According to this utility model, a system for automatic control of unmanned aerial vehicles (ACS) is considered. The built-in block of micromechanical inertial sensors allows you to measure the angular velocity and the angles of the position of the object along the three axes of the associated coordinate system. The facility is controlled by software-implemented control loops based on PID controllers. The system can store several control loops, the switching of which can be done either by command or by autopilot in accordance with a given flight task. Thus, it is possible to have several pre-configured self-propelled gun configurations for various conditions. For example, when debugging a complex stabilization system at critical moments, you can switch to fully manual control by sending a command to download a configuration that directly connects the system inputs to its outputs. Or to provide optimal control of the object when the center of mass is shifted, by loading the configuration that is most suitable for loading the device.
Управляющие сигналы, формируемые системой, являются ШИМ сигналами с изменяемым периодом и задаваемыми границами изменения скважности. Это позволяет использовать систему как для управления электродвигателями постоянного тока, так и для управления силовыми механизмами (сервоприводами), управляемыми ШИМ сигналами. Границы изменения длительности управляющего импульса являются The control signals generated by the system are PWM signals with a variable period and set limits for the duty cycle. This allows the system to be used both for controlling DC motors and for controlling power mechanisms (servos) controlled by PWM signals. The boundaries of the change in the duration of the control pulse are
настраиваемыми параметрами ШИМ формирователей.customizable parameters of PWM formers.
Ниже рассматривается пример конкретного исполнения САУ.Below is an example of a specific implementation of self-propelled guns.
Система (фиг.1) состоит из блока акселерометров 1, осуществляющих измерение линейных ускорений объекта в проекции на оси связанной системы координат; блока датчиков угловых скоростей (ДУС) 2, осуществляющих измерение угловых скоростей объекта в проекции на оси связанной системы координат; блока магнитных датчиков 3, осуществляющих измерение вектора магнитного поля Земли в проекции на оси связанной системы координат; температурных датчиков 4 для измерения температуры ДУСов, акселерометров, магнитных датчиков, температуры забортного воздуха; датчика абсолютного давления 5; датчика дифференциального давления 6. Все выходы датчиков подключены ко входу 7 многоканального аналого-цифрового преобразователя 8. Выходы аналого-цифрового преобразователя соединены с входами блока коррекции сигналов датчиков 9, который осуществляет компенсацию погрешностей показаний датчиков, обусловленных температурными дрейфами и неперпендикулярностью осей датчиков. Скорректированные сигналы акселерометров, ДУСов и магнитных датчиков с выхода блока 9 поступают на вход блока оценки углового положения объекта 10 в котором с применением методов адаптивной фильтрации осуществляется оценка текущих углов положения объекта (курс, крен, тангаж). Скорректированные сигналы датчиков абсолютного и дифференциального давлений поступают на вход блока оценки высоты, воздушной скорости и скороподъемности 11. Подача управляющих воздействий в систему от внешнего источника может осуществляться генерацией ШИМ сигналов различной скважности, которые подаются на вход блока захвата ШИМ сигналов 12. Введение в систему информации о географических координатах местоположения объекта осуществляется встроенным спутниковым навигационным приемником 13. Измерение частоты оборотов двигателей летательного аппарата производится блоками измерения внешней частоты 14, 15, к которым подключаются внешние датчики Холла или оптические датчики.The system (Fig. 1) consists of a block of accelerometers 1 that measure linear accelerations of an object in projection on the axis of the associated coordinate system; a block of angular velocity sensors (DLS) 2, which measure the angular velocity of the object in projection on the axis of the associated coordinate system; a block of magnetic sensors 3 that measure the Earth’s magnetic field vector in projection on the axis of the associated coordinate system; temperature sensors 4 for measuring the temperature of DOSs, accelerometers, magnetic sensors, outside air temperature; absolute pressure sensor 5; differential pressure sensor 6. All the outputs of the sensors are connected to the input 7 of the multi-channel analog-to-digital converter 8. The outputs of the analog-to-digital converter are connected to the inputs of the sensor signal correction unit 9, which compensates for errors in the sensor readings due to temperature drifts and irregularity of the sensor axes. The corrected signals of accelerometers, DOSs, and magnetic sensors from the output of block 9 are fed to the input of the block for estimating the angular position of the object 10 in which, using adaptive filtering methods, the current angles of the position of the object are estimated (course, roll, pitch). The corrected signals of the absolute and differential pressure sensors are fed to the input of the unit for estimating altitude, airspeed and rate of climb 11. The supply of control actions to the system from an external source can be generated by PWM signals of various duty cycle, which are fed to the input of the PWM signal capture block 12. Introduction to the information system about the geographical coordinates of the location of the object is carried out by the built-in satellite navigation receiver 13. Measurement of the engine speed In the case of an external apparatus, it is performed by external frequency measuring units 14, 15, to which external Hall sensors or optical sensors are connected.
Управление летательным аппаратом осуществляется программируемым блоком управления 16, который на основании заложенной схемы управления и сигналов датчиков вычисляет The aircraft is controlled by a programmable control unit 16, which, based on the incorporated control circuit and sensor signals, calculates
управляющие воздействия для рулевых механизмов летательного аппарата. Блок управления реализован в виде программы, выполняемой на специализированном бортовом вычислителе. Схемы управления составляются оператором летательного аппарата для различных режимов полета на этапе подготовки полета и хранятся в энергонезависимой памяти 17. Загрузка схем управления в блок управления осуществляется блоком отработки программы полета 18, отслеживающим текущее состояние параметров полета и вырабатывающим решение об изменении схемы управления летательным аппаратом. Заданная программа полета храниться в энергонезависимой памяти 17. Отслеживание возникновения внештатных ситуаций, которые могут привести к выходу летательного аппарата из строя или помешать выполнению полетного задания, производится блоком отслеживания критических ситуаций 19, который в случае возникновения критической ситуации вырабатывает сигнал, поступающий на блок 18, который по получению данного сигнала загружает на выполнение специализированную программу полета, гарантирующую сохранение летательного аппарата.control actions for steering mechanisms of the aircraft. The control unit is implemented as a program executed on a specialized on-board computer. The control circuits are compiled by the aircraft operator for various flight modes at the flight preparation stage and are stored in non-volatile memory 17. The control circuits are loaded into the control unit by the flight program processing unit 18, which monitors the current state of flight parameters and makes a decision on changing the control circuit of the aircraft. The predetermined flight program is stored in non-volatile memory 17. Tracking the occurrence of emergency situations that can lead to aircraft malfunction or interfere with the flight mission is performed by the critical situations tracking unit 19, which in case of a critical situation generates a signal arriving at block 18, which, upon receipt of this signal, loads a specialized flight program for execution, which guarantees the preservation of the aircraft.
Сигналы с выхода блока 16 поступают на вход блока формирования управляющих ШИМ сигналов рулевых механизмов 20, который осуществляет выработку ШИМ сигналов с заданной частотой и скважностью, зависящей от уровней сигналов на входе блока. Для повышения функциональности системы в нее встроен интерфейсный модуль 21, реализующий обмен данными с внешними устройствами по протоколам RS-232 и RS-485.The signals from the output of block 16 are fed to the input of the block generating the PWM control signals of the steering mechanisms 20, which generates PWM signals with a given frequency and duty cycle, depending on the signal levels at the input of the block. To increase the functionality of the system, an interface module 21 is built into it, which implements data exchange with external devices via RS-232 and RS-485 protocols.
Блоки 9, 10, 11, 16, 18, 19 реализованы программными методами на специализированном бортовом вычислителе. Обработка информации системой производится за один цикл и реализуется в следующей последовательности:Blocks 9, 10, 11, 16, 18, 19 are implemented by software methods on a specialized on-board computer. Information processing by the system is carried out in one cycle and is implemented in the following sequence:
1. Оцифрованные сигналы датчиков поступают на вход блока 9, который осуществляет компенсацию погрешностей показаний датчиков, обусловленных температурными дрейфами и неперпендикулярностью осей датчиков.1. The digitized signals of the sensors are fed to the input of block 9, which compensates for errors in the readings of the sensors due to temperature drifts and the non-perpendicularity of the axes of the sensors.
2. Скорректированные сигналы датчиков поступают на вход блока 10, в котором с применением методов адаптивной фильтрации осуществляется оценка текущих углов положения объекта (курс, крен, тангаж).2. The corrected sensor signals are fed to the input of block 10, in which, using adaptive filtering methods, the current position angles of the object are estimated (course, roll, pitch).
3. Скорректированные сигналы датчиков абсолютного и дифференциального давления с выхода блока 9 подаются на вход блока 11, осуществляющего вычисление текущей высоты, воздушной скорости и скороподъемности.3. The corrected signals of the absolute and differential pressure sensors from the output of block 9 are fed to the input of block 11, which calculates the current altitude, airspeed, and rate of climb.
4. Сигналы с выходов блоков 10 (крен, тангаж, курс), 11 (высота, скорость, скороподъемность), 14, 15 (частота оборотов двигателей), 12 (внешний управляющий сигнал), 13 (географические координаты объекта, высота над уровнем моря, скорость движения относительно Земли), 21 (внешние команды) поступают на блоки 16, 18 и 19.4. Signals from the outputs of blocks 10 (roll, pitch, course), 11 (altitude, speed, climb), 14, 15 (engine speed), 12 (external control signal), 13 (geographical coordinates of the object, altitude , the speed of movement relative to the Earth), 21 (external teams) arrive at blocks 16, 18 and 19.
5. Блок 16, в соответствии с заложенной схемой управления, осуществляет выработку управляющих воздействий для рулевых приводов. Схема управления может включать в себя следующие блоки: ПИД регуляторы, сумматоры, преобразователи сигналов входов и выходов, усилители, блоки насыщения и «мертвой зоны», преобразователи величин, блоки нелинейных преобразований, вычислители расстояний и курсовых углов по географическим координатам, блоки логических вычислений («больше», «меньше», «равно», «не равно», «меньше или равно», «больше или равно», «попадание в заданную область», «выход из заданной области»), блоки введения входных сигналов из полетного задания, блоки введения измеренных величин. Все связи между блоками задаются на этапе ввода полетного задания. Прохождение сигналов через блок системы управления 16 реализуется методом прямого распространения сигнала. Выходной сигнал блока 16 подается на блоки формирования выходных сигналов рулевых механизмов 20, блок отработки полетного задания 18 и интерфейсный блок 21. Блок 18, в соответствии с заложенной программой полета, производит оценку измеренных параметров объекта управления на основании сигналов блоков 10, 11, 14, 15, 13, 12, 16. Программа полета представляет собой последовательность состояний, характеризующимися набором определенных величин и заданной схемой управления на каждое состояние полета. Смена состояний полета производится по достижению заложенных в программу полета условий. При выполнении всех заложенных на данном состоянии условий (например, достижении точки с заданными координатами и высотой) блок 18 производит загрузку следующего 5. Block 16, in accordance with the incorporated control scheme, carries out the development of control actions for steering drives. The control circuit may include the following blocks: PID controllers, adders, signal converters of inputs and outputs, amplifiers, saturation and dead-zone blocks, value converters, non-linear transformation blocks, distance and directional angle calculators by geographical coordinates, logical calculation blocks ( “More”, “less”, “equal”, “not equal”, “less than or equal to”, “greater than or equal to”, “falling into a given area”, “exit from a given area”), input signal input blocks from the flight tasks, introduction blocks from measured quantities. All communications between blocks are set at the stage of entering the flight task. The passage of signals through the block of the control system 16 is implemented by the method of direct signal propagation. The output signal of block 16 is supplied to the blocks for generating the output signals of the steering mechanisms 20, the block for practicing the flight task 18, and the interface block 21. Block 18, in accordance with the established flight program, evaluates the measured parameters of the control object based on the signals of blocks 10, 11, 14, 15, 13, 12, 16. A flight program is a sequence of states characterized by a set of certain quantities and a given control circuit for each flight state. Flight states are changed upon reaching the conditions laid down in the flight program. When all the conditions laid down in this state are fulfilled (for example, reaching a point with the given coordinates and height), block 18 loads the following
состояния полетного задания из блока энергонезависимой памяти 17 и производит перезагрузку текущей схемы управления в блоке 16 на новую, заданную новым состоянием полетного задания. После этого производится загрузка необходимых величин, заданных новым состоянием полетного задания, в схему управления в блоке 16.the state of the flight task from the non-volatile memory block 17 and reloads the current control circuit in block 16 to a new one specified by the new state of the flight task. After that, the necessary values are loaded, set by the new state of the flight task, in the control circuit in block 16.
7. Блок 19 осуществляет контроль текущих параметров объекта на предмет выявления критических состояний, грозящих потери управления объектом или невыполнении полетного задания. В случае выявления критического состояния подается сигнал на блок 18 для загрузки специализированного полетного задания, реализующего алгоритм спасения летательного аппарата.7. Block 19 monitors the current parameters of the object in order to identify critical conditions that threaten loss of control of the object or failure to perform a flight mission. If a critical condition is detected, a signal is sent to block 18 to load a specialized flight task that implements the aircraft rescue algorithm.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007123739/22U RU68145U1 (en) | 2007-06-26 | 2007-06-26 | AUTOMOTIVE CONTROL SYSTEM FOR UNMANNED AIRCRAFT |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007123739/22U RU68145U1 (en) | 2007-06-26 | 2007-06-26 | AUTOMOTIVE CONTROL SYSTEM FOR UNMANNED AIRCRAFT |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU68145U1 true RU68145U1 (en) | 2007-11-10 |
Family
ID=38958740
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007123739/22U RU68145U1 (en) | 2007-06-26 | 2007-06-26 | AUTOMOTIVE CONTROL SYSTEM FOR UNMANNED AIRCRAFT |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU68145U1 (en) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2013130526A2 (en) * | 2012-02-29 | 2013-09-06 | Gregory Howard Hastings | Tethered gyroglider control systems |
| RU2515106C2 (en) * | 2012-08-08 | 2014-05-10 | Закрытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Мобильные Информационные Системы" | Method of guiding unmanned aerial vehicle |
| US9464624B2 (en) | 2009-06-03 | 2016-10-11 | Grant Howard Calverley | Gyroglider power-generation, control apparatus and method |
| WO2019112837A1 (en) * | 2017-12-07 | 2019-06-13 | Gopro, Inc. | Detection and signaling of conditions of an unmanned aerial vehicle |
| CN110954139A (en) * | 2019-12-26 | 2020-04-03 | 洛阳伟信电子科技有限公司 | Gyro drift automatic compensation method for micro-miniature photoelectric pod |
| RU2728451C1 (en) * | 2019-12-06 | 2020-07-29 | Александр Викторович Атаманов | Aircraft takeoff and landing aircraft safety system |
| RU2738643C2 (en) * | 2016-12-15 | 2020-12-15 | Либхерр-Аэроспейс Линденберг Гмбх | Control system for control of aircraft actuators |
| RU208626U1 (en) * | 2021-08-13 | 2021-12-28 | Акционерное общество "Конструкторское бюро промышленной автоматики" (АО "КБПА") | Flight control computer for an unmanned aerial vehicle |
| RU2782035C2 (en) * | 2020-05-25 | 2022-10-21 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия войсковой противовоздушной обороны Вооруженных Сил Российской Федерации имени Маршала Советского Союза А.М. Василевского" Министерства обороны Российской Федерации | Simulation model of system for control of air target based on unmanned aerial vehicle of target complex |
-
2007
- 2007-06-26 RU RU2007123739/22U patent/RU68145U1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9464624B2 (en) | 2009-06-03 | 2016-10-11 | Grant Howard Calverley | Gyroglider power-generation, control apparatus and method |
| US9470207B2 (en) | 2009-06-03 | 2016-10-18 | Grant Howard Calverley | Gyroglider power-generation, control apparatus and method |
| US9470206B2 (en) | 2009-06-03 | 2016-10-18 | Grant Howard Calverley | Gyroglider power-generation, control apparatus and method |
| US9759188B2 (en) | 2009-06-03 | 2017-09-12 | Grant Howard Calverley | Gyroglider power-generation, control apparatus and method |
| WO2013130526A2 (en) * | 2012-02-29 | 2013-09-06 | Gregory Howard Hastings | Tethered gyroglider control systems |
| WO2013130526A3 (en) * | 2012-02-29 | 2013-10-24 | Gregory Howard Hastings | Tethered gyroglider control systems |
| CN104254480A (en) * | 2012-02-29 | 2014-12-31 | G·H·黑斯廷斯 | Tethered gyroglider control systems |
| RU2515106C2 (en) * | 2012-08-08 | 2014-05-10 | Закрытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Мобильные Информационные Системы" | Method of guiding unmanned aerial vehicle |
| RU2738643C2 (en) * | 2016-12-15 | 2020-12-15 | Либхерр-Аэроспейс Линденберг Гмбх | Control system for control of aircraft actuators |
| US10577121B2 (en) | 2017-12-07 | 2020-03-03 | Gopro, Inc. | Detection and signaling of conditions of an unmanned aerial vehicle |
| WO2019112837A1 (en) * | 2017-12-07 | 2019-06-13 | Gopro, Inc. | Detection and signaling of conditions of an unmanned aerial vehicle |
| US11618586B2 (en) | 2017-12-07 | 2023-04-04 | Gopro, Inc. | Detection and signaling of conditions of an unmanned aerial vehicle |
| RU2728451C1 (en) * | 2019-12-06 | 2020-07-29 | Александр Викторович Атаманов | Aircraft takeoff and landing aircraft safety system |
| CN110954139A (en) * | 2019-12-26 | 2020-04-03 | 洛阳伟信电子科技有限公司 | Gyro drift automatic compensation method for micro-miniature photoelectric pod |
| CN110954139B (en) * | 2019-12-26 | 2023-06-13 | 洛阳伟信电子科技有限公司 | Gyro drift automatic compensation method for microminiature photoelectric pod |
| RU2782035C2 (en) * | 2020-05-25 | 2022-10-21 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия войсковой противовоздушной обороны Вооруженных Сил Российской Федерации имени Маршала Советского Союза А.М. Василевского" Министерства обороны Российской Федерации | Simulation model of system for control of air target based on unmanned aerial vehicle of target complex |
| RU208626U1 (en) * | 2021-08-13 | 2021-12-28 | Акционерное общество "Конструкторское бюро промышленной автоматики" (АО "КБПА") | Flight control computer for an unmanned aerial vehicle |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU68145U1 (en) | AUTOMOTIVE CONTROL SYSTEM FOR UNMANNED AIRCRAFT | |
| Small et al. | Aerial navigation in obstructed environments with embedded nonlinear model predictive control | |
| Cabecinhas et al. | Robust landing and sliding maneuver hybrid controller for a quadrotor vehicle | |
| CN106774400B (en) | Unmanned aerial vehicle three-dimensional track guidance method based on inverse dynamics | |
| EP2960155A2 (en) | A method for controlling a path of a rotary-wing drone, a corresponding system, a rotary-wing drone implementing this system and the related uses of such a drone | |
| Hogg et al. | Algorithms and sensors for small robot path following | |
| Schatz et al. | Modular trajectory/path following controller using nonlinear error dynamics | |
| Achtelik et al. | Inversion based direct position control and trajectory following for micro aerial vehicles | |
| CN104808231A (en) | Unmanned aerial vehicle positioning method based on GPS and optical flow sensor data fusion | |
| RU161470U1 (en) | AUTOMOTIVE CONTROL SYSTEM FOR UNMANNED AIRCRAFT | |
| CN110806754A (en) | Four-rotor aircraft attitude correction control system and method | |
| Acuna et al. | Vision-based UAV landing on a moving platform in GPS denied environments using motion prediction | |
| CN107608366B (en) | Multi-wing umbrella unmanned aerial vehicle system based on event trigger | |
| US5951607A (en) | Autonomous craft controller system for landing craft air cushioned vehicle | |
| Wang et al. | Non-cascaded dynamic inversion design for quadrotor position control with L1 augmentation | |
| RU137814U1 (en) | AUTOMOTIVE CONTROL SYSTEM FOR UNMANNED AIRCRAFT | |
| Osuský et al. | Trajectory tracking robust control for two wheels robot | |
| Antenucci et al. | A ROS based automatic control implementation for precision landing on slow moving platforms using a cooperative fleet of rotary-wing UAVs | |
| Bayisa et al. | Controlling quadcopter altitude using PID-control system | |
| Mishra et al. | A disturbance observer approach with online Q-filter tuning for position control of quadcopters | |
| Orsag et al. | State estimation, robust control and obstacle avoidance for multicopter in cluttered environments: Euroc experience and results | |
| RU2040434C1 (en) | Aircraft automatic landing control system | |
| Hoy et al. | Collision-free navigation of an autonomous unmanned helicopter in unknown urban environments: sliding mode and MPC approaches | |
| Betancourt-Vera et al. | Robust control scheme for trajectory generation and tracking for quadcopters vehicles: Experimental results | |
| Tang et al. | Platform and state estimation design of a small-scale UAV helicopter system |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20110627 |
|
| NF1K | Reinstatement of utility model |
Effective date: 20120620 |
|
| PC11 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20130327 |
|
| MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20150627 |