СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ БЕСПИЛОТНЫМ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ Российский патент 2006 года по МПК G05D1/04 

Изобретение относится к системам автоматического управления и может быть использовано при проектировании систем управления беспилотных летательных аппаратов.

Известна система управления движением беспилотного летательного аппарата, содержащая устройство формирования сигналов управления, измеритель координат и параметров движения управляемого объекта, исполнительное устройство, радиолокационный визир, радиовысотомер, блок сравнения, блок задания порога, ключ, устройство коррекции высоты и вертикальной скорости. Эта система управления обеспечивает повышение точности движения управляемого объекта в вертикальной плоскости (патент RU №2062503 C1, G 05 D 1/04, В 64 С 19/00, 1993).

Известна система автоматического управления курсовым положением самолета, содержащая задатчик курсового угла и датчик текущего значения курсового угла, подключенные к устройству формирования команд управления, воздействующему на исполнительные механизмы (патент RU №2023630 С1, G 05 D 1/02, 1992).

Указанная система управления позволяет повысить эффективность курсового управления самолетом при взлете-посадке.

Наиболее близким к предлагаемой системе управления (ближайшим аналогом) является устройство для контроля траекторий ракеты, содержащее гироскоп курса, гироскоп угла наклона, датчик ускорения, усилитель, интегратор, два сумматора, блок временной задержки и блок корректировки траектории ракеты (США, патент №3362658, НКИ 244-3.2, 1964).

Указанные аналоги имеют недостаток, состоящий в том, что для полета летательного аппарата в заданном направлении (по заданной директрисе стрельбы) необходимо использовать наводимую по курсу пусковую установку или изменять курс носителя для выполнения пусков, что может быть неприемлемо из тактических соображений.

Целью предлагаемого изобретения является реализация послестартового разворота беспилотного летательного аппарата в направлении директрисы стрельбы, исключающего необходимость наведения по курсу пусковой установки или изменения курса носителя летательного аппарата для выполнения стрельбы.

Поставленная цель достигается за счет того, что в системе управления летательного аппарата, содержащей гироскоп курса, сумматор канала стабилизации курса, первый вход которого соединен с выходом гироскопа курса, рулевой привод рулей направления, вход которого соединен с выходом сумматора канала стабилизации курса, датчик угловой скорости курса, интегратор канала курса, первый и второй переключатели и блок временной задержки, выход интегратора канала курса соединен со вторым входом сумматора канала стабилизации курса, третий вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости курса, а выход гироскопа курса через первый переключатель дополнительно соединен с первым входом интегратора канала курса, второй вход которого через второй переключатель соединен с выходом сумматора канала стабилизации курса, при этом вход блока временной задержки, запускаемого по команде схода летательного аппарата с пусковой установки, соединен со вторым переключателем, а выход блока временной задержки соединен с первым переключателем.

Блок-схема системы управления беспилотного летательного аппарата приведена на чертеже, согласно которому в состав системы управления входят:

1 - гироскоп курса;

2 - датчик угловой скорости курса;

3 - сумматор канала стабилизации курса;

4 - интегратор канала курса;

5 - рулевой привод рулей направления;

6 - блок временной задержки;

7 - второй переключатель;

8 - первый переключатель.

На чертеже обозначено:

К - команда схода летательного аппарата с пусковой установки;

К₃ - команда блока временной задержки;

σ_н - управляющий сигнал в канале стабилизации курса;

ψ_г - сигнал гироскопа курса;

- сигнал датчика угловой скорости курса;

ψ_и - сигнал интегратора канала курса.

В соответствии с чертежом, первый, второй и третий входы сумматора канала стабилизации курса 3 соединены соответственно с выходами гироскопа курса 1, интегратора канала курса 4 и датчика угловой скорости курса 2. Выход сумматора канала курса 3 соединен со входом рулевого привода рулей направления 5 и через второй переключатель 7 - со вторым входом интегратора курса 4. Первый вход интегратора канала курса 4 через первый переключатель 8 соединен с выходом гироскопа курса 1. Вход блока временной задержки 6, запускаемого по команде К схода летательного аппарата с пусковой установки, соединен со вторым переключателем 7, а выход - с первым переключателем 8.

Система управления беспилотного летательного аппарата работает следующим образом.

Перед стартом летательного аппарата гироскоп курса 1 выставляется в направлении заданной директрисы стрельбы. При этом сигнал ψ_г гироскопа курса 1 соответствует рассогласованию между продольной осью летательного аппарата и директрисой стрельбы. На второй вход интегратора канала курса 4 через второй переключатель 7 подается сигнал σ_н с выхода сумматора канала стабилизации курса 3. В результате сигнал ψ_и на выходе интегратора канала курса 4 становится равным сигналу ψ_г гироскопа курса 1 с обратным знаком, обеспечивая обнуление сигнала σ_н и отсутствие отклонения рулей направления до схода летательного аппарата с пусковой установки. Сигнал ψ_г гироскопа курса 1 через первый переключатель 8 на первый вход интегратора канала курса 4 не поступает до выдачи блоком временной задержки 6 команды К_З.

По команде К схода летательного аппарата с пусковой установки запускается блок временной задержки 6, второй переключатель 7 отключает сигнал σ_н сумматора канала стабилизации курса 3 от второго входа интегратора канала курса 4 и летательный аппарат стабилизируется по курсу в направлении схода с пусковой установки.

По команде K_З блока временной задержки, которая выдается через заданное время после схода летательного аппарата с пусковой установки, первый переключатель 8 подключает сигнал ψ_г гироскопа курса 1 на первый вход интегратора канала курса 4. В результате сигнал ψ_И на выходе интегратора 4 уменьшается, под действием сигнала σ_н сумматора канала стабилизации курса 3 рулевой привод 5 отклоняет рули направления и угол курса летательного аппарата изменяется. При этом соответственно уменьшается сигнал ψ_г гироскопа курса 1. Послестартовый разворот летательного аппарата в направлении директрисы стрельбы происходит до тех пор, пока сигнал ψ_г гироскопа курса 1 станет равным нулю.

Тем самым исключается необходимость наведения по курсу пусковой установки или изменения курса носителя летательного аппарата для выполнения стрельбы.

Предлагаемая система управления может быть применена для управления беспилотными летательными аппаратами, стартующими с различного вида носителей - сухопутных, морских, воздушных.

Поскольку в состав данной системы управления входят освоенные промышленностью блоки, ее реализация не представляет технических проблем.

Изобретение относится к технике приборостроения, в частности к приборам и системам управления беспилотными летательными аппаратами. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата выход интегратора канала курса соединен со вторым входом сумматора канала стабилизации курса, третий вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости курса, выход гироскопа курса через первый переключатель дополнительно соединен с первым входом интегратора канала курса, второй вход которого через второй переключатель соединен с выходом сумматора канала стабилизации курса. При этом вход блока временной задержки соединен со вторым переключателем, а выход блока временной задержки соединен с первым переключателем. 1 ил.

Система управления беспилотным летательным аппаратом, содержащая гироскоп курса, сумматор канала стабилизации курса, первый вход которого соединен с выходом гироскопа курса, рулевой привод рулей направления, вход которого соединен с выходом сумматора канала стабилизации курса, датчик угловой скорости курса, интегратор канала курса, первый и второй переключатели и блок временной задержки, отличающаяся тем, что выход интегратора канала курса соединен со вторым входом сумматора канала стабилизации курса, третий вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости курса, выход гироскопа курса через первый переключатель дополнительно соединен с первым входом интегратора канала курса, второй вход которого через второй переключатель соединен с выходом сумматора канала стабилизации курса, при этом вход блока временной задержки, запускаемого по команде схода летательного аппарата с пусковой установки, соединен со вторым переключателем, а выход блока временной задержки соединен с первым переключателем.