СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ УГЛОВЫМ ДВИЖЕНИЕМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА СО СТАТИЧЕСКИМ ПРИВОДОМ Российский патент 2008 года по МПК G05D1/08 

Изобретение относится к системам автоматического регулирования полета и может быть использовано для управления угловым движением летательных аппаратов.

Известен способ управления угловым движением летательного аппарата (Система автоматического управления САУ-23А, серия 2. Назначение, принцип действия, законы управления. Техническое описание 6А2.550.045-4ТО (в четырех частях. Часть первая). Редакция I-77) - [1, с.19], по которому измеряют угол крена γ и угловую скорость относительно продольной оси ω_x, задают требуемое значение угла крена γ_З, а также формируют сигнал управления путем суммирования сигнала, пропорционального разности между измеренным углом γ и требуемым значением γ_З, с корректируемым по скоростному напору сигналом, пропорциональным угловой скорости относительно продольной оси ω_x в соответствии с законом управления

δ_Э=i_γ(γ-γ_З)-μ(q)ω_x,

где i_γ - постоянный коэффициент пропорциональности; μ(q) - коэффициент пропорциональности, изменяющийся в зависимости от скоростного напора q.

Недостатком данного способа является необходимость коррекции коэффициента пропорциональности в широком диапазоне изменений скоростей и высот в зависимости от режима полета летательного аппарата. Коррекция коэффициента пропорциональности производится для получения одинаковых показателей переходных процессов по угловым координатам при изменениях значений динамических коэффициентов летательного аппарата при смене режима движения. Коррекция коэффициента пропорциональности усложняет схему, уменьшает надежность работы системы управления, а в большом диапазоне изменений параметров движения может оказаться нереализуемой с достаточной точностью.

Известен способ управления угловым движением летательного аппарата (В.Н.Василинин. Автоматизированное вождение тяжелых самолетов, М.: Военное издательство министерства обороны СССР - 1973, 199 с.) - [2, с.31], по которому измеряют угол ϕ и угловую скорость , которые соответственно являются углом рыскания ψ и угловой скоростью рыскания в канале рыскания, или углом крена γ и угловой скоростью крена в канале крена, или углом тангажа ϑ и угловой скоростью тангажа в канале тангаже, задают требуемое значение угла ϕ_З, соответственно ψ_З, или γ_З, или ϑ_З, а сигналы управления формируют в соответствии с законами управления

где δ_Н, δ_Э, δ_B - угол отклонения рулевого органа, соответственно руля направления, элеронов, руля высоты, i_ψ, i_γ, i_ϑ, - коэффициенты пропорциональности.

Данный способ не позволяет получить оптимальные показатели переходных процессов в широком диапазоне изменений скоростей и высот полета, а также и при изменении центровки летательного аппарата в процессе движения вследствие использования постоянных значений коэффициентов пропорциональности.

Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является обеспечение оптимальных показателей переходных процессов по координатам углового движения летательного аппарата без коррекции коэффициентов пропорциональности законов управления угловым движением летательного аппарата во всем эксплуатационном диапазоне изменений скоростей и высот полета, а для канала тангажа и при изменении центровки летательного аппарата в процессе движения.

Технический результат достигается тем, что по способу управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом, по которому измеряют угол ϕ и угловую скорость , которые соответственно являются углом рыскания ψ и угловой скоростью рыскания в канале рыскания, или углом крена γ и угловой скоростью крена в канале крена, или углом тангажа ϑ и угловой скоростью тангажа в канале тангажа, задают требуемое значение угла ϕ_З, соответственно ψ_З, или γ_З, или ϑ_З, а сигналы управления формируют в соответствии с законами управления

где δ_H, δ_Э, δ_B - угол отклонения рулевого органа, соответственно руля направления, элеронов, руля высоты, i_ψ, , i_γ, , i_ϑ, - коэффициенты пропорциональности, формируют дополнительные сигналы управления в каналах рыскания, крена и тангажа вида

где , - постоянные передаточные числа

в свою очередь

в которых

,

где T - постоянная времени фильтра, р - оператор Лапласа,

i_x1, i_x2, i_qx, a₁₁, а₁₂, b₁, а₂₁, а₂₂, b₂ - постоянные коэффициенты,

ϕ, , η - сигналы соответственно на первом, втором и третьем входах вычислителя,

, - сигналы соответственно на первом и втором выходах вычислителя;

а результирующий сигнал управления формируют путем суммирования сигналов управления и соответствующих дополнительных сигналов управления.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1 - фиг.8.

Фиг.1 - блок-схема системы управления угловым движением летательного аппарата, реализующей предложенный способ управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом.

Фиг.2 - блок-схема блока задания динамики углового движения.

Фиг.3 - графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата без блока задания динамики углового движения при изменении центровки летательного аппарата.

Фиг.4 - графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата с блоком задания динамики углового движения при изменении центровки летательного аппарата.

Фиг.5 - графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата без блока задания динамики углового движения при изменении коэффициента подъемной силы.

Фиг.6 - графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата с блоком задания динамики углового движения при изменении коэффициента подъемной силы.

Фиг.7 - графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата без блока задания динамики углового движения при изменении эффективности рулевого органа.

Фиг.8 - графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата с блоком задания динамики углового движения при изменении эффективности рулевого органа.

Система управления угловым движением летательного аппарата содержит каналы рыскания, крена и тангажа, каждый из которых содержит:

1 - датчик углового положения летательного аппарата;

2 - датчик угловой скорости;

3 - задатчик требуемого значения углового положения летательного аппарата;

4 - первый суммирующий усилитель;

5 - привод рулевого органа с жесткой обратной связью;

6 - блок задания динамики углового движения.

Приняты следующие обозначения:

ϕ - угол на выходе датчика углового положения летательного аппарата;

- угловая скорость на выходе датчика угловой скорости;

ϕ_З - требуемое значение угла;

U_доп - дополнительный сигнал управления.

Система управления угловым движением летательного аппарата содержит каналы рыскания, крена и тангажа, каждый из которых содержит датчик углового положения летательного аппарата 1, датчик угловой скорости 2, которые соответственно являются датчиком угла рыскания ψ и датчиком угловой скорости рыскания , или датчиком угла крена γ и датчиком угловой скорости крена , или датчиком угла тангажа ϑ и датчиком угловой скорости тангажа , задатчик требуемого значения углового положения летательного аппарата 3, первый суммирующий усилитель 4, первый вход которого соединен с датчиком углового положения летательного аппарата 1, второй вход соединен с датчиком угловой скорости 2, третий инвертирующий вход соединен с выходом задатчика требуемого значения углового положения летательного аппарата 3, а выход соединен с входом привода рулевого органа с жесткой обратной связью 5, а также блок задания динамики углового движения 6, входы которого соединены соответственно с выходами датчика углового положения летательного аппарата 1, датчика угловой скорости 2 и задатчика требуемого значения углового положения летательного аппарата 3, выход соединен четвертым входом первого суммирующего усилителя 4.

Блок задания динамики углового движения 6 содержит:

7 - фильтр;

8 - сумматор;

9 - третий суммирующий усилитель;

10 - вычислитель;

11 - интегратор с заданием начальных условий;

12 - третий интегратор;

13 - второй суммирующий усилитель;

14 - второй интегратор.

Приняты следующие обозначения:

- сигнал на первом выходе вычислителя 10;

- сигнал на втором выходе вычислителя 10;

ϕ^* - сигнал на выходе интегратора с заданием начальных условий 11;

- сигнал на выходе второго интегратора 14;

η - сигнал на выходе третьего суммирующего усилителя 9.

Блок задания динамики углового движения 6 содержит вычислитель 10, первый и второй входы которого соответственно являются первым и вторым входами блока задания динамики углового движения 6, интегратор с заданием начальных условий 11, первый вход которого соединен с первым выходом вычислителя 10, вход начальных условий соединен с первым входом вычислителя 10, второй интегратор 14, вход которого соединен со вторым выходом вычислителя 10, сумматор 8, первый вход которого соединен с выходом интегратора с заданием начальных условий 11, второй инвертирующий вход соединен с выходом фильтра 7, вход которого является третьим входом блока задания динамики углового движения 6, третий интегратор 12, вход которого соединен с выходом сумматора 8, третий суммирующий усилитель 9, входы которого соединены соответственно с выходами сумматора 8, третьего интегратора 12 и второго интегратора 14, выход соединен с третьим входом вычислителя 10, второй суммирующий усилитель 13, первый и второй инвертирующие входы которого соединены с выходами интегратора с заданием начальных условий 11 и второго интегратора 14, третий и четвертый входы соединены с первым и вторым входами вычислителя 10, а выход является выходом блока задания динамики углового движения 6.

Работа системы происходит следующим образом. Сигнал с датчика углового положения летательного аппарата 1 поступает на первый вход первого суммирующего усилителя 4, на второй вход которого поступает сигнал с датчика угловой скорости 2. Сигнал требуемого углового положения летательного аппарата поступает с задатчика требуемого углового положения летательного аппарата 3 на третий инвертирующий вход первого суммирующего усилителя 4. На входы блока задания динамики углового движения летательного аппарата 6 поступают соответственно сигналы углового положения летательного аппарата, угловой скорости и требуемого значения углового положения.

В момент включения системы в режим стабилизации требуемого углового положения летательного аппарата для согласования выходных сигналов интегратора с заданием начальных условий 11 в блоке задания динамики углового движения 6 и датчика углового положения летательного аппарата 1 интегратор с заданием начальных условий 11 в блоке задания динамики углового движения 6 принимает выходной сигнал датчика углового положения летательного аппарата 1, который поступает на первый вход блока задания динамики углового движения 6, с которым соединен вход начальных условий интегратора с заданием начальных условий 11, в качестве начальных условий интегрирования. Вычислитель 10 работает в соответствии с системой уравнений

где а₁₁, a₁₂, b₁, a₂₁, а₂₂, b₂ - постоянные коэффициенты,

ϕ, , η - сигналы соответственно на первом, втором и третьем входах вычислителя,

- сигналы соответственно на первом и втором выходах вычислителя.

С первого выхода вычислителя 10 сигнал поступает на первый вход интегратора с заданием начальных условий 11, который работает в соответствии с алгоритмом

где - сигнал углового положения летательного аппарата в момент включения в работу системы управления угловым движением летательного аппарата на входе начальных условий,

- сигнал на первом входе.

Со второго выхода вычислителя 10 сигнал поступает на второй интегратор 14, работающий в соответствии с алгоритмом

Сигнал требуемого значения углового положения летательного аппарата, поступающий на третий вход блока задания динамики углового движения летательного аппарата 6, проходит через фильтр 7 с передаточной функцией вида

где Т - постоянная времени, р - оператор Лапласа,

и поступает на второй инвертирующий вход сумматора 8, на первый вход которого поступает сигнал с выхода интегратора с заданием начальных условий 11.

Введение фильтра 7 уменьшает перерегулирование по угловой координате при выходе ее на требуемое значение.

С выхода сумматора 8 сигнал поступает на вход третьего интегратора 12, на выходе которого формируется сигнал вида . Введение третьего интегратора 12 позволяет устранить статическую ошибку управления угловым положением летательного аппарата при изменении центровки летательного аппарата в процессе полета.

На выходе третьего суммирующего усилителя 9 формируется сигнал вида

где

i_x1, i_x2, i_qx - постоянные передаточные числа.

С выхода третьего суммирующего усилителя 9 сформированный сигнал η поступает на третий вход вычислителя 10.

Выходом блока задания динамики углового движения 6 является выход второго суммирующего усилителя 13. На выходе второго суммирующего усилителя 13 формируется дополнительный сигнал управления вида

где - постоянные передаточные числа,

ϕ^*, , , ϕ - сигналы соответственно на первом, втором, третьем и четвертом входах.

С выхода блока задания динамики углового движения 6 сформированный дополнительный сигнал управления поступает на четвертый вход первого суммирующего усилителя 4, выход которого соединен с приводом рулевого органа с жесткой обратной связью 5.

Дополнительный сигнал управления, сформированный в блоке задания динамики углового движения 6, позволяет обеспечить дополнительное отклонение рулевого органа, необходимое для компенсации изменения динамических параметров движения летательного аппарата, возникающих при изменении режима полета. Компенсация изменения динамических параметров движения летательного аппарата позволяет обеспечить оптимальные показатели переходных процессов по координатам углового движения летательного аппарата во всем эксплуатационном диапазоне изменений скоростей и высот полета, а для канала тангажа и при изменении центровки летательного аппарата в процессе движения.

Эффективность применения блока задания динамики углового движения 6 подтверждается фиг.3 - фиг.8. На фиг.3 - фиг.8 показаны графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением при наличии (фиг.4, фиг.6, фиг.8) и отсутствии (фиг.3, фиг.5, фиг.7) блока задания динамики углового положения 6. В качестве летательного аппарата принят легкий самолет.

На фиг.3 и фиг.4 показаны соответственно графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления без блока задания динамики углового движения 6 и с блоком задания динамики углового движения 6 при смещении центра масс летательного аппарата. Кривая переходного процесса 1 соответствует смещению центра масс летательного аппарата назад вдоль хорды крыла относительно расчетного значения. Кривая переходного процесса 2 соответствует оптимальной настройке системы управления для расчетного значения положения центра масс. Кривая переходного процесса 3 соответствует смещению центра масс летательного аппарата вперед вдоль хорды крыла относительно расчетного значения. Кривая переходного процесса 4 соответствует смещению центра масс летательного аппарата назад за точку приложения подъемной силы (летательный аппарат статически неустойчивый).

Из фиг.3 видно, что смещение центра масс летательного аппарата в системе управления угловым движением летательного аппарата без блока задания динамики углового движения 6 приводит к значительному изменению переходных процессов в угловом движении. При этом не выдерживаются требуемые показатели качества переходных процессов, соответствующие переходному процессу при расчетном положении центра масс летательного аппарата.

Из фиг.4 видно, что введение блока задания динамики углового движения 6 в систему управления угловым движением летательного аппарата обеспечивает близость переходных процессов к оптимальному при смещении центра масс летательного аппарата.

На фиг.5 и фиг.6 показаны соответственно графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления без блока задания динамики углового движения 6 и с блоком задания динамики углового движения 6 при изменении коэффициента подъемной силы. Кривая переходного процесса 1 соответствует уменьшению коэффициента подъемной силы в два раза. Кривая переходного процесса 2 соответствует оптимальной настройке системы управления для расчетного значения коэффициента подъемной силы. Кривая переходного процесса 3 соответствует увеличению коэффициента подъемной силы в два раза.

Из фиг.5 видно, что изменение коэффициента подъемной силы в системе управления угловым движением летательного аппарата без блока задания динамики углового движения 6 приводит к значительному изменению переходных процессов в угловом движении. При этом не выдерживаются требуемые показатели качества переходных процессов, соответствующие переходному процессу при расчетном значении коэффициента подъемной силы.

Из фиг.6 видно, что введение блока задания динамики углового движения 6 в систему управления угловым движением летательного аппарата обеспечивает близость переходных процессов к оптимальному при широком изменении коэффициента подъемной силы.

На фиг.7 и фиг.8 показаны соответственно графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления без блока задания динамики углового движения 6 и с блоком задания динамики углового движения 6 при изменении эффективности рулевого органа. Кривая переходного процесса 1 соответствует уменьшению эффективности рулевого органа в два раза. Кривая переходного процесса 2 соответствует оптимальной настройке системы управления для расчетного значения эффективности рулевого органа. Кривая переходного процесса 3 соответствует увеличению эффективности рулевого органа в два раза.

Из фиг.7 видно, что изменение эффективности рулевого органа в системе управления угловым движением летательного аппарата без блока задания динамики углового движения 6 приводит к значительному изменению переходных процессов в угловом движении. При этом не выдерживаются требуемые показатели качества переходных процессов, соответствующие переходному процессу при расчетном значении эффективности рулевого органа.

Из фиг.8 видно, что введение блока задания динамики углового движения 6 в систему управления угловым движением летательного аппарата обеспечивает близость переходных процессов к оптимальному при широком изменении эффективности рулевого органа.

Предлагаемый способ обеспечивает оптимальные показатели переходных процессов по координатам углового движения летательного аппарата без коррекции коэффициентов пропорциональности законов управления угловым движением летательного аппарата во всем эксплуатационном диапазоне изменений скоростей и высот полета, а для канала тангажа и при изменении центровки летательного аппарата в процессе движения.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для управления угловым движением летательных аппаратов. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата система управления угловым движением летательного аппарата содержит каналы рыскания, крена и тангажа. При этом предлагаемый способ обеспечивает оптимальные показатели переходных процессов по координатам углового движения летательного аппарата во всем эксплуатационном диапазоне изменений скоростей и высот полета, а для канала тангажа и при изменении центровки летательного аппарата в процессе движения. 8 ил.

Способ управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом, по которому измеряют угол ϕ и угловую скорость , которые соответственно являются углом рыскания ψ и угловой скоростью рыскания в канале рыскания, или углом крена γ и угловой скоростью крена в канале крена, или углом тангажа ϑ и угловой скоростью тангажа в канале тангажа, задают требуемое значение угла ϕ_З, соответственно ψ_З, Y_З или ϑ_З, а сигналы управления формируют в соответствии с законами управления

где δ_Н, δ_Э, δ_В - угол отклонения рулевого органа, соответственно руля направления, элеронов, руля высоты, i_ψ, , i_γ, , i_ϑ, - коэффициенты пропорциональности, отличающийся тем, что формируют дополнительные сигналы управления в каналах рыскания, крена и тангажа вида

где , - постоянные передаточные числа

в свою очередь

в которых

,

где Т - постоянная времени фильтра, р - оператор Лапласа,

i_x1, i_x2, i_qx, а₁₁, a₁₂, b₁, a₂₁, а₂₂, b₂ - постоянные коэффициенты,

а результирующий сигнал управления формируют путем суммирования сигналов управления и соответствующих дополнительных сигналов управления.