АДАПТИВНАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ВЫСОТОЙ ПОЛЕТА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2006 года по МПК G05D1/04 

Описание патента на изобретение RU2279119C1

Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления летательными аппаратами, которые реализуют в процессе полета развороты со значительными углами атаки.

Известны системы управления летательными аппаратами, содержащие в канале тангажа задатчик сигнала управления, датчик угла тангажа, датчик угловой скорости по тангажу и суммирующий усилитель, формирующие по задающим воздействиям и сигналам датчиков состояния управляющие воздействия на рулевые приводы летательного аппарата [1].

Недостатком такой реализации является ограниченность возможностей управления, требующих средств ограничения угла атаки летательного аппарата.

К известным решениям можно отнести введение дополнительных фильтров в канал управления для ограничения угла атаки [2]. Однако, эти фильтры решают частные задачи, как и описано в [2], например, в условиях ветровых порывов; в то же время фильтры в прямой цепи ослабляют прохождение сигналов управления.

К известным решениям по формированию системы управления высотой полета можно отнести систему управления по [3]. Эта система содержит и контур управления по тангажу, включающий в себя блоки по аналогу [1], описанные выше, и контур управления высотой полета, содержащий датчик высоты полета и скорости ее изменения (например, радиовысотомер), задатчик сигнала высоты, блок рассогласования по высоте и суммирующий усилитель для формирования закона управления высотой полета.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является система управления каналом тангажа летательного аппарата, содержащая измеритель углового положения по тангажу и рулевой привод [4].

Недостатками известной системы являются ограниченные функциональные возможности в условиях нестационарности параметров и отсутствие средств ограничения угла атаки летательного аппарата.

Решаемой в предложенной системе управления технической задачей является расширение функциональных возможностей и ограничение угла атаки.

Указанный технический результат достигается тем, что в известную систему управления высотой полета летательного аппарата, содержащую летательный аппарат как объект управления, рулевой привод, измеритель углового положения по тангажу, измеритель угловой скорости по тангажу и суммирующий усилитель, дополнительно введены датчик скоростного напора, датчик высоты и скорости изменения высоты, датчик скорости полета, задатчик сигнала высоты, блок рассогласования, первый блок ограничения сигнала, функциональный преобразователь, второй блок ограничения сигнала, функциональное устройство ограничения сигнала, первый задатчик опорного сигнала, первый блок деления и первый блок умножения, выход задатчика сигнала высоты через блок рассогласования соединен со входом суммирующего усилителя, первый и второй выходы датчика высоты и скорости изменения высоты соединены соответственно со вторым входом блока рассогласования и через первый блок умножения - со вторым входом суммирующего усилителя, выход первого блока ограничения сигнала подключен через последовательно соединенные функциональный преобразователь и второй блок ограничения сигнала ко входу рулевого привода, а вход первого блока ограничения сигнала соединен с выходом суммирующего усилителя, датчик скоростного напора соединен со вторым входом функционального преобразователя непосредственно и через функциональное устройство ограничения сигнала - со вторым входом первого блока ограничения сигнала, измеритель углового положения по тангажу и измеритель угловой скорости по тангажу соединены соответственно с третьим и четвертым входами функционального преобразователя, первый задатчик опорного сигнала и датчик скорости полета соединены с первым и вторым входами первого блока деления соответственно, а выход первого блока деления подключен ко второму входу первого блока умножения. Кроме того, функциональный преобразователь содержит последовательно соединенные второй задатчик опорного сигнала и второй блок деления, последовательно соединенные первый сумматор, второй блок умножения и второй сумматор, выход которого является выходом функционального преобразователя, последовательно соединенные третий задатчик опорного сигнала, третий блок деления и третий блок умножения, выход которого соединен со вторым входом второго сумматора, выход второго блока деления соединен со вторым входом второго блока умножения, при этом первый вход первого сумматора, второй вход второго блока деления, второй вход первого сумматора и второй вход третьего блока умножения являются первым, вторым, третьим и четвертым входами функционального преобразователя соответственно.

На фиг.1 представлена структурная схема системы управления, на фиг.2 представлена блок-схема функционального преобразователя, на фиг.3 представлена статическая характеристика функционального устройства ограничителя сигнала.

Адаптивная система управления высотой полета летательного аппарата (фиг.1) содержит последовательно соединенные задатчик сигнала высоты 1 (ЗСВ), блок рассогласования 2 (БР), суммирующий усилитель 3 (СУ), первый блок ограничения сигнала 4 (1 БОС), функциональный преобразователь 5 (ФП), второй блок ограничения сигнала 6 (2 БОС), рулевой привод 7 (РП) и летательный аппарат как объект управления 8 (ЛА), датчик скоростного напора 9 (ДСН) соединен со вторым входом функционального преобразователя 5 непосредственно и через функциональное устройство ограничения сигнала 10 (ФУОС) - со вторым входом первого блока ограничения сигнала 4, измеритель углового положения по тангажу 11 (ИУПТ) и измеритель угловой скорости по тангажу 12 (ИУСТ) соединены соответственно с третьим и четвертым входами функционального преобразователя 5, первый и второй выходы датчика высоты и скорости изменения высоты 13 (ДВиСИВ) соединены соответственно со вторым входом блока рассогласования 2 и через первый блок умножения 14 (1 БУ) со вторым входом суммирующего усилителя 3, первый задатчик опорного сигнала 15 (1 ЗОС) и датчик скорости полета 16 (ДСП) соединены с первым и вторым входами первого блока деления 17 (1 БД) соответственно, а выход первого блока деления 17 подключен ко второму входу первого блока умножения 14.

Функциональный преобразователь 5 (фиг.2) содержит последовательно соединенные второй задатчик опорного сигнала 18 (2 ЗОС) и второй блок деления 19 (2 БД), последовательно соединенные первый сумматор 20, второй блок умножения 21 и второй сумматор 22, выход которого является выходом функционального преобразователя, последовательно соединенные третий задатчик опорного сигнала 23, третий блок деления 24 и третий блок умножения 25, выход которого соединен со вторым входом второго сумматора 22, выход второго блока деления 19 соединен со вторым входом второго блока умножения 21, при этом первый вход первого сумматора 20, второй вход второго блока деления 19, второй вход первого сумматора 20 и второй вход третьего блока умножения 25 являются первым, вторым, третьим и четвертым входами функционального преобразователя 5 соответственно.

Система управления работает следующим образом.

Выходной сигнал управления , формируемый системой управления на основе сигналов задатчиков 1 и 15 и датчиков первичной информации 11, 12, 13 летательного аппарата 8, подается на рулевой привод 7, отклонения руля которого воздействуют на летательный аппарат, изменяя его положение в соответствующем направлении. Выходными параметрами летательного аппарата являются: угол тангажа ϑ, угловая скорость , скорость полета V, высота полета Н, скорость изменения высоты полета и скоростной напор q.

Датчики первичной информации измеряют и формируют соответствующие сигналы этих параметров:

- измеритель углового положения по тангажу 11 - сигнал угла тангажа ϑи;

- измеритель угловой скорости по тангажу 12 - сигнал угловой скорости по тангажу ω;

- датчик скорости полета 16 - сигнал скорости полета Vи;

- датчик высоты и скорости изменения высоты 13 - сигналы высоты полета Ни и скорости ее изменения ;

- датчик скоростного напора 9 - сигнал скоростного напора qи.

Измеренные сигналы ϑи, ω, Hи и являются координатными, по ним формируются основные контуры управления и стабилизации по высоте и углу тангажа.

Сигналы qи, Vи являются параметрическими и образуют каналы адаптивной перестройки параметров (передаточных чисел и ограничения) основных контуров:

- по контуру тангажа - это передаточные числа в блоке 5 по тангажу Kϑ и угловой скорости ;

- по контуру высоты - это уровень ограничения , определенный блоком 10 по зависимости на фиг.3 для сигнала, сформированного контуром высоты в блоке 4, и перестройки передаточного числа по скорости изменения высоты в функции сигнала скорости полета Vи, сформированной блоками 15, 16 и 17.

Функционирование системы управления происходит следующим образом.

Блок 1 выдает сигнал заданной высоты Нзад.. Блок рассогласования 2 формирует рассогласование ΔН в виде:

где Ни - сигнал, поступающий от датчика высоты и скорости изменения высоты 13.

Рассогласование ΔН поступает на суммирующий усилитель 3, на второй вход которого поступает компонента сигнала . Суммирующий усилитель 3 формирует базовый сигнал управления контура высоты для подачи в контур управления по тангажу ϑу в виде:

где Кн - передаточное число по рассогласованию ΔН;

- компонента сигнала , формируемая блоками 15, 17, 14 и датчиками 13 и 16.

При этом передаточное число формируется блоками 15, 16, 17 и составляет:

где аo - базовый коэффициент, соответствующий, например, полету со средней скоростью Vo, т.е.

a Vи - измеренная скорость полета на выходе датчика 16.

Тогда (3) можно записать в виде:

В (4) и (5) - базовый передаточный коэффициент по , соответствующий скорости Vo.

Величина ао выставляется в первом задатчике опорного сигнала 15.

Соотношение (3) формируется в первом блоке деления 17, т.е. на его выходе имеем сигнал, соответствующий . В первом блоке умножения 14 сигналы и (последний с датчика 13) умножаются и полученный сигнал поступает в суммирующий усилитель 3.

Таким образом, по (3) и (5) видна адаптивная перестройка передаточного числа в функции скорости полета V.

Целесообразность и достаточность предложенной адаптации можно показать на основе следующих соображений.

Контур высоты формируется по сигналам летательного аппарата Ни и . При этом математически в операторной форме можно записать

в то же время

где θ - угол наклона траектории:

где α - угол атаки.

Из (6) и (7) видно, что для контура управления высотой полета с замыканием и соответственно регулированием по координатам Н и скорость полета V является общим параметром, влияющим на процессы регулирования. Абсолютно корректным для инвариантности процессов регулирования к изменению скорости является введение в контур общего коэффициента, обеспечивающего инвариантность сквозных коэффициентов передачи к этому изменению, т.е. введение сомножителя в передаточные коэффициенты КH и , обратно пропорционального скорости полета V. Однако введение этого сомножителя в прямую цепь - по Н, т.е. в коэффициент КH, существенно сказывается на статической точности, особенно в условиях применения реальных рулевых приводов, имеющих зону нечувствительности. Поэтому величина КH выбирается КH=const по двум соображениям:

1) обеспечения точности;

2) обеспечения устойчивости и качества в сочетании с коэффициентом , принятым по (3) и (5).

Сформированный сигнал ϑу ограничивается в блоке 4 до определенной величины , которая позволяет соответственно ограничить угол атаки α в переходном процессе.

В общем случае летательный аппарат имеет тенденцию к большим забросам на малых скоростных напорах, что определяет введение соответствующей нелинейной зависимости блока в функции от скоростного напора. Эта зависимость в общем виде представлена на фиг.3.

С блока 4 выходит сигнал с учетом необходимого ограничения базового сигнала ϑу.

Сигнал является задающим для части системы управления по тангажу и сформированным на основе сигналов ϑи и ωzи, соответствующих ϑ и ωz летательного аппарата 8 и поступающих с датчиков 11 и 12.

Таким образом, сигналы , ϑи и ω поступают в блок 5 для формирования сигнала управления угловой стабилизацией по тангажу. Выходом этого блока является базовый сигнал угловой стабилизации:

Блок-схема функционального преобразователя 5 представлена на фиг.2. На схеме отражено сочетание координатных сигналов ϑи и ω и параметрических Kϑ и в функции скоростного напора q≅qи. Действительно, задатчиками 18 и 23 определено базовое значение передаточных чисел и соответственно. Зависимость требуемого изменения (адаптации) передаточных чисел от qи реализована во втором 19 и третьем 24 блоках деления: на второй блок деления 19 поступает сигнал от блока 18 и qи от блока 9, на его выходе формируется сигнал, соответствующий адаптированному передаточному числу

Соответственно на блок 24 поступают сигналы от блока 23 и qи от блока 9, на выходе его формируется сигнал, соответствующий передаточному числу с учетом адаптации:

В блоке 20 формируется рассогласование Δϑ:

В блоке 21 (второй блок умножения) формируется компонента сигнала рассогласования для сигнала σв, равная КϑΔϑ, здесь сигнал Кϑ поступает с блока 19; в блоке 25 формируется компонента сигнала по угловой скорости ωz, равная и ω, здесь сигнал поступает с блока 24.

В сумматоре 22 формируется сигнал σв:

Базовый сигнал стабилизации σв ограничивается в блоке 6 (фиг.1) до технического уровня, соответствующего задействованию в дальнейшем рулевых приводов для этого канала (тангажа-высоты) и с учетом возможности задействования этих рулевых приводов для смежных каналов (курса, крена).

Построение канала адаптации передаточных чисел Кϑ и в функции скоростного напора достаточно и оправдано, поскольку, во-первых, просто и экономично, а во-вторых, отражает инвариантность к нестационарному изменению аэродинамических характеристик летательного аппарата в функции от скоростного напора как доминирующего фактора.

Таким образом, предложенное построение адаптивной системы управления высотой полета летательного аппарата позволяет расширить функциональные возможности управления летательным аппаратом и ограничить угол атаки.

Все блоки системы управления являются стандартными и могут быть реализованы на элементах автоматики и вычислительной техники, например, по [5, 6], а также программно-алгоритмически в БЦВМ.

Источники информации

1. Патент РФ №1751716, 30.07.92 г., кл. G 05 B 13/02.

2. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов./ Под ред. Г.С.Бюшгенса. М.: Наука, Физматлит, 1998, с.616-618.

3. В.А.Боднер. Теория автоматического управления полетом. М.: Наука, 1964, с.178.

4. И.А.Михалев и др. Системы автоматического управления самолетом. М.: Машиностроение, 1987, с.30, 194.

5. А.У.Ялышев, О.И.Разоренов. Многофункциональные аналоговые регулирующие устройства автоматики. М.: Машиностроение, 1981, с.103.

6. В.Б.Смолов. Функциональные преобразователи информации. Л.: Энергоиздат, Ленинградское отделение, 1981, с.55.

Похожие патенты RU2279119C1

название год авторы номер документа
МНОГОРЕЖИМНОЕ ЦИФРОАНАЛОГОВОЕ УСТРОЙСТВО УПРАВЛЕНИЯ УГЛОВЫМ ДВИЖЕНИЕМ ПО ТАНГАЖУ БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 2014
  • Пучков Александр Михайлович
  • Селезнев Антон Евгеньевич
  • Соловьев Алексей Сергеевич
  • Хлопкин Артем Владимирович
RU2541903C1
БОРТОВАЯ ЦИФРОАНАЛОГОВАЯ АДАПТИВНАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ 2009
  • Абадеев Эдуард Матвеевич
  • Кравчук Сергей Валентинович
  • Ляпунов Владимир Викторович
  • Пучков Александр Михайлович
  • Сыров Анатолий Сергеевич
  • Трусов Владимир Николаевич
RU2391694C1
УСТРОЙСТВО УПРАВЛЕНИЯ КАНАЛОМ ТАНГАЖА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 2005
  • Абадеев Эдуард Матвеевич
  • Коростелева Лидия Тимофеевна
  • Купалов Владимир Иванович
  • Логвинов Игорь Владимирович
  • Ляпунов Владимир Викторович
  • Макаров Николай Валентинович
  • Пучков Александр Михайлович
  • Трусов Владимир Николаевич
  • Черепанова Валентина Евгеньевна
RU2303805C1
БОРТОВАЯ ЦИФРОАНАЛОГОВАЯ АДАПТИВНАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПО КРЕНУ 2005
  • Сыров Анатолий Сергеевич
  • Трусов Владимир Николаевич
  • Макаров Николай Валентинович
  • Дубинкин Игорь Михайлович
  • Ляпунов Владимир Викторович
  • Абадеев Эдуард Матвеевич
  • Пучков Александр Михайлович
  • Тацюк Дмитрий Григорьевич
RU2305308C1
СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ АДАПТИВНОГО СИГНАЛА УПРАВЛЕНИЯ И СТАБИЛИЗАЦИИ УГЛОВОГО ДВИЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 2013
  • Абадеев Эдуард Матвеевич
  • Пучков Александр Михайлович
RU2569580C2
СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ ЦИФРОАНАЛОГОВОГО АДАПТИВНОГО СИГНАЛА УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ С ПЕРЕМЕННОЙ СТРУКТУРОЙ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 2012
  • Сыров Анатолий Сергеевич
  • Гладыш Анатолий Николаевич
  • Жданович Надежда Павловна
  • Казаков Игорь Дмитриевич
  • Петров Андрей Борисович
  • Пучков Александр Михайлович
  • Черепанова Валентина Евгеньевна
RU2491601C1
БОРТОВАЯ СИСТЕМА УГЛОВОЙ СТАБИЛИЗАЦИИ ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ НЕСТАЦИОНАРНЫМ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ 2007
  • Сыров Анатолий Сергеевич
  • Пучков Александр Михайлович
  • Черепанова Валентина Евгеньевна
  • Козлов Анатолий Иванович
  • Тацюк Дмитрий Григорьевич
RU2338236C1
Модернизированная бортовая адаптивная система стабилизации бокового движения летательного аппарата 2015
  • Кравчук Сергей Валентинович
  • Пучков Александр Михайлович
  • Романов Олег Дмитриевич
  • Селезнев Антон Евгеньевич
  • Соловьев Алексей Сергеевич
  • Жданович Надежда Павловна
  • Чернышов Юрий Александрович
RU2611459C1
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ПРОДОЛЬНЫМ ДВИЖЕНИЕМ САМОЛЕТА 2008
  • Гомзин Александр Владиславович
  • Романенко Леонид Георгиевич
  • Зайцев Сергей Валентинович
  • Самарова Гульназ Гарифяновна
RU2379738C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ПРОДОЛЬНЫМ ДВИЖЕНИЕМ САМОЛЕТА 2008
  • Гомзин Александр Владиславович
  • Романенко Леонид Георгиевич
  • Зайцев Сергей Валентинович
  • Самарова Гульназ Гарифяновна
RU2379739C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 279 119 C1

Реферат патента 2006 года АДАПТИВНАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ВЫСОТОЙ ПОЛЕТА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления летательными аппаратами, которые реализуют в процессе полета развороты со значительными углами атаки. Система управления содержит летательный аппарат как объект управления, рулевой привод, измеритель углового положения по тангажу, измеритель угловой скорости по тангажу, суммирующий усилитель, датчик скоростного напора, датчик высоты и скорости изменения высоты, датчик скорости полета, задатчик сигнала высоты, блок рассогласования, первый блок ограничения сигнала, функциональный преобразователь, второй блок ограничения сигнала, функциональное устройство ограничения сигнала, первый задатчик опорного сигнала, первый блок деления и первый блок умножения, при этом функциональный преобразователь содержит по два задатчика опорного сигнала, блока деления, блока умножения и сумматора. Техническим результатом является расширение функциональных возможностей и ограничение угла атаки летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Формула изобретения RU 2 279 119 C1

1. Адаптивная система управления высотой полета летательного аппарата, содержащая летательный аппарат как объект управления, рулевой привод, измеритель углового положения по тангажу, измеритель угловой скорости по тангажу и суммирующий усилитель, отличающаяся тем, что она содержит датчик скоростного напора, датчик высоты и скорости изменения высоты, датчик скорости полета, задатчик сигнала высоты, блок рассогласования, первый блок ограничения сигнала, функциональный преобразователь, второй блок ограничения сигнала, функциональное устройство ограничения сигнала, первый задатчик опорного сигнала, первый блок деления и первый блок умножения, выход задатчика сигнала высоты через блок рассогласования соединен со входом суммирующего усилителя, первый и второй выходы датчика высоты и скорости изменения высоты соединены соответственно со вторым входом блока рассогласования и через первый блок умножения - со вторым входом суммирующего усилителя, выход первого блока ограничения сигнала подключен через последовательно соединенные функциональный преобразователь и второй блок ограничения сигнала ко входу рулевого привода, а вход первого блока ограничения сигнала соединен с выходом суммирующего усилителя, датчик скоростного напора соединен со вторым входом функционального преобразователя непосредственно и через функциональное устройство ограничения сигнала со вторым входом первого блока ограничения сигнала, измеритель углового положения по тангажу и измеритель угловой скорости по тангажу соединены соответственно с третьим и четвертым входами функционального преобразователя, первый задатчик опорного сигнала и датчик скорости полета соединены с первым и вторым входами первого блока деления соответственно, а выход первого блока деления подключен ко второму входу первого блока умножения.2. Адаптивная система управления высотой полета летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что функциональный преобразователь содержит последовательно соединенные второй задатчик опорного сигнала и второй блок деления, последовательно соединенные первый сумматор, второй блок умножения и второй сумматор, выход которого является выходом функционального преобразователя, последовательно соединенные третий задатчик опорного сигнала, третий блок деления и третий блок умножения, выход которого соединен со вторым входом второго сумматора, выход второго блока деления соединен со вторым входом второго блока умножения, при этом первый вход первого сумматора, второй вход второго блока деления, второй вход первого сумматора и второй вход третьего блока умножения являются первым, вторым, третьим и четвертым входами функционального преобразователя соответственно.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2006 года RU2279119C1

МИХАЛЕВ И.А
и др
Системы автоматического управления самолетом
М.: Машиностроение, 1987, с.30, 194
Устройство координированного регулирования углового бокового движения летательного аппарата 1990
  • Бонк Ромульд Иванович
  • Кузнецов Юрий Васильевич
  • Липкин Александр Леонидович
  • Пучков Александр Михайлович
SU1751716A1
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ВЫСОТОЙ ПОЛЕТА 1996
  • Джанджгава Г.И.
  • Герасимов Г.И.
  • Вериго И.И.
  • Кавинский В.В.
  • Курдин В.В.
  • Негриков В.В.
  • Орехов М.И.
RU2093420C1
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ БОКОВЫМ ДВИЖЕНИЕМ ЛЕГКОГО САМОЛЕТА 2000
  • Романенко Л.Г.
  • Романенко Г.Л.
  • Ганева А.А.
  • Зайцев С.В.
RU2176812C1
US 3980258 A, 14.09.1976
US 6259380 B1, 10.07.2001.

RU 2 279 119 C1

Авторы

Сыров Анатолий Сергеевич

Трусов Владимир Николаевич

Ларионов Виталий Александрович

Абадеев Эдуард Матвеевич

Дубинкин Игорь Михайлович

Кравчук Сергей Валентинович

Макаров Николай Валентинович

Пучков Александр Михайлович

Даты

2006-06-27Публикация

2005-02-04Подача