Способ управления дистанционно-пилотируемым летательным аппаратом

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в бортовых системах управления боковым движением легких и сверхлегких самолетов, малоразмерных дистанционно пилотируемых летательных аппаратов (МДПЛА) и подобных. Технический результат - упрощение пилотирования оператором дистанционно-пилотируемых летательных аппаратов. Для достижения данного результата определяют координаты текущего местоположения летательного аппарата приемником спутниковой системы навигации и обеспечивают устойчивость движения летательного аппарата автопилотом. В момент прохождения команды на стабилизацию заданной линии пути на основе координат текущего местоположения и текущего значения путевого угла синтезируют местную систему координат О_MX_MY_MZ_M, по отношению к географической O_gX_gY_gZ_g, связанной с точкой старта дистанционно-пилотируемого летательного аппарата. 6 ил.

 

Изобретение относится к способам и системам автоматического регулирования полета и может быть использовано для управления движением легких и сверхлегких самолетов, дистанционно пилотируемых летательных аппаратов (ДПЛА) и им подобных.

Известен способ управления полетом дистанционно-пилотируемых летательных аппаратов (Системы адаптивного управления летательными аппаратами / А.С.Новоселов, В.Е.Болнокин, П.И.Чинаев, А.Н.Юрьев. - М.: Машиностроение, 1987), по которому, при предварительно установленных на борт автопилоте, бортовом компьютере, радиолинии и навигационной системе, управляют полетом летательного аппарата в двух режимах: в режиме ручного пилотирования, при котором команды траекторного управления формирует оператор посредством радиолинии и режим программного управления, при котором предварительно вводят координаты точек маршрута, определяют текущие координаты местоположения летательного аппарата при помощи навигационной системы и формируют команды управления посредством бортового компьютера для коррекции траектории полета летательного аппарата.

Недостатком данного способа является сложность вождения летательного аппарата по заданной траектории при ручном способе траекторного управления. Использование на дистанционно-пилотируемом летательном аппарате навигационной системы не всегда возможно, так как это ведет к значительному возрастания стоимости комплекса, особенно в случае применения инерциальных систем навигации, а также увеличению массогабаритных характеристик.

Известен способ управления полетом дистанционно-пилотируемых летательных аппаратов ("Иностранная печать об экономическом, научно-техническом и военном потенциале государств - участников СНГ и технических средствах его выявления", серия "Технические средства разведывательных служб зарубежных государств" - М: Ежемесячный информационный бюллетень Всероссийского института научной и технической информации (ВИНИТИ), выпуск N 12, 2002 г., стр.6-7) - [1], который состоит в том, что предварительно на борт ДПЛА устанавливают бортовой компьютер и приемник спутниковой системы навигации, а в бортовой компьютер вводят координаты поворотных пунктов маршрута полета дистанционно-пилотируемого летательного аппарата по программной траектории, в процессе полета на дистанционно-пилотируемом летательном аппарате с помощью приемника спутниковой системы навигации определяют координаты его текущего местоположения в полете по фактической траектории, подают значения координат текущего местоположения в бортовой компьютер, где определяют отклонение фактической траектории полета дистанционно-пилотируемого летательного аппарата от его программной траектории и формируют команды управления для коррекции фактической траектории полета дистанционно-пилотируемого летательного аппарата, которые с выхода бортового компьютера подают в автопилот дистанционно-пилотируемого летательного аппарата для соответствующего отклонения рулей.

В приведенном способе управления полетом дистанционно-пилотируемых летательных аппаратов для стабилизации центра масс необходимо вводить и запоминать некоторое число заранее заданных поворотных точек маршрута (программную траекторию). Наряду с этим существует круг задач, когда маршрут полета не может быть заранее определен и в процессе полета задается оператором. К таким задачам относятся задачи мониторинга некоторой территории, ледовой разведки, проведения поисковых работ на местности, управления полетом некоторых классов воздушных мишеней и другие задачи с заранее неопределенным маршрутом полета. В этом случае приведенный способ неэффективен, так как нецелесообразно заранее определять поворотные точки маршрута ввиду информационной недостаточности. Гораздо эффективнее при решении этих задач применять управления дистанционно-пилотируемыми летательными аппаратами при помощи оператора. Однако в полете на дистанционно-пилотируемые летательные аппараты могут действовать ветровые возмущения, которые существенно изменяют траекторию полета и требуют от оператора частой корректировки полета с целью компенсации бокового сноса дистанционно-пилотируемого летательного аппарата при наличии ветра.

Технический результат, на достижение которого направленно заявляемое изобретение, заключается в упрощении управления оператором дистанционно-пилотируемых летательных аппаратов.

Технический результат достигается тем, что по способу, по которому предварительно на борт дистанционно-пилотируемого летательного аппарата устанавливают приемник спутниковой системы навигации и автопилот, определяют координаты текущего местоположения летательного аппарата и обеспечивают устойчивость движения летательного аппарата, новым является то, что в момент прохождения команды на стабилизацию заданной линии пути на основе координат текущего местоположения и текущего значения путевого угла строят местную систему координат, по отношению к географической O_gX_gY_gZ_g, связанной с точкой старта дистанционно-пилотируемого летательного аппарата, для чего начало местной системы координат совмещают с центром масс летательного аппарата на момент прохождения команды, одну ось О_MХ_M совмещают с направлением вектора путевой скорости, вторую ось O_MY_M направляют вверх перпендикулярно плоскости горизонта, а третью ось O_MZ_M направляют таким образом, чтобы образовать правую систему координат, формируют угол между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости O_MX_MZ_M, формируют значение отклонения центра масс летательного аппарата по оси O_MZ_M в плоскости O_MX_MZ_M, формируют сигналы управления, зависящие от угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости O_MX_MZ_M и отклонения центра масс летательного аппарата по оси O_MZ_M в плоскости O_MX_MZ_M, которые подают в автопилот для соответствующего отклонения рулей ДПЛА вплоть до подачи команды на отмену стабилизации заданной линии пути.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1-фиг.3, где:

фиг.1 - используемые системы координат;

фиг.2 - блок-схема устройства, реализующего предложенный способ управления дистанционно-пилотируемым летательным аппаратом;

фиг.3 - блок-схема блока формирования значения отклонения центра масс летательного аппарата по оси O_MZ_M в плоскости O_MX_MZ_M;

фиг.4 - блок-схема блока формирования угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости O_MX_MZ_M;

фиг.5 - блок-схема реализации блока формирования местной системы координат;

фиг.6 - блок формирования сигналов управления.

Приняты следующие обозначения:

O_gX_gY_gZ_g - географическая система координат;

O_MX_MY_MZ_M - местная система координат;

X_g0, Z_g0 - координаты точки начала координат местной системы координат в географической системе координат;

ψ_П0 - путевой угол в момент прохождения команды на стабилизацию заданной линии пути;

ψ_П - текущий путевой угол;

V_П - вектор путевой скорости;

ΔZ - значение отклонения центра масс летательного аппарата по оси O_MZ_M в плоскости O_MX_MZ_M;

Δψ_П - угол между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости O_MX_MZ_M;

ϕ - угол поворота местной системы координат относительно географической;

U - сигнал управления.

Устройство содержит:

1 - командный прибор;

2 - блок формирования местной системы координат;

3 - блок формирования значения отклонения центра масс летательного аппарата по оси O_MZ_M в плоскости O_MX_MZ_M;

4 - приемник спутниковой системы навигации;

5 - блок формирования угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости О_MХ_MZ_M;

6 - блок формирования сигналов управления;

7 - релейный элемент;

8 - автопилот.

Устройство содержит командный прибор 1, первый выход которого соединен с первым входом автопилота, второй выход которого соединен с первым входом блока формирования местной системы координат 2, второй, третий и четвертый входы которого соединены соответственно с первым, вторым и третьим выходами приемника спутниковой системы навигации 4, первый и второй выходы которого соединены с четвертым и пятым входами блока формирования значения отклонения центра масс летательного аппарата по оси О_MZ_M в плоскости O_MX_MZ_M 3, первый, второй и третий входы которого соединены с первым, вторым и третьим выходами блока формирования местной системы координат 2, а выход соединен с первым входом блока формирования сигналов управления 6, второй вход которого соединен с выходом блока формирования угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости О_MХ_MZ_M 5, первый вход которого соединен с третьим выходом приемника спутниковой системы навигации 4, второй вход соединен с третьим выходом блока формирования местной системы координат 2, выход блока формирования сигналов управления 6 соединен со вторым входом релейного элемента 7, первый вход которого соединен с выходом командного прибора 1, а выход соединен со вторым входом автопилота 8.

Блок формирования значения отклонения центра масс летательного аппарата по оси O_MZ_M в плоскости O_MX_MZ_M 3 содержит:

9 - первый сумматор;

10 - второй сумматор;

11 - первый блок умножения;

12 - третий сумматор;

13 - инвертор;

14 - блок вычисления косинуса;

15 - блок вычисления синуса;

16 - второй блок умножения.

Блок формирования значения отклонения центра масс летательного аппарата по оси O_MZ_M в плоскости O_MX_MZ_M 3 содержит первый сумматор 9, первый и второй, инвертирующий, входы которого является первым и четвертым входами блока 3, выход соединен с первым входом первого блока умножения 11, второй вход которого соединен с выходом блока вычисления косинуса 14, вход которого соединен с выходом инвертора 13; третий сумматор 12, первый вход которого соединен с выходом первого блока умножения 11, второй вход которого соединен с выходом второго блока умножения 16, второй вход которого соединен с выходом блока вычисления синуса 15, первый вход соединен с выходом второго сумматора 10, первый и второй входы которого являются вторым и пятым входами блока 3, третьим входом которого является вход инвертора 13, выход которого соединен с блоком вычисления синуса 15; выходом блока формирования значения отклонения центра масс летательного аппарата по оси O_MZ_M в плоскости O_MX_MZ_M 3 является выход третьего сумматора 12.

Блок формирования угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости O_MX_MZ_M 5 содержит:

17 - пятый сумматор.

Блок формирования угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости O_MX_MZ_M 5 содержит пятый сумматор 17, на первый вход которого поступает сигнал, пропорциональный текущему значения путевого угла, на второй, инвертирующий вход поступает сигнал, пропорциональный заданному путевому углу в момент прохождения команды и на выходе которого формируется сигнал, пропорциональный их разности. Первый и второй входы пятого сумматора 17 являются первым и вторым входом блока формирования угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости O_MX_MZ_M 5, выходом которого является выход пятого сумматора 17.

Блок формирования местной системы координат 2 содержит:

19 - блок памяти.

Блок формирования местной системы координат 2 содержит блок памяти 19, первый вход которого, являющийся первым входом блока 2, соединен с выходом командного прибора 1, второй, третий и четвертый входы, являющиеся вторым третьим и четвертыми входами блока 2, соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами приемника спутниковой системы навигации 4, первый, второй и третий выходы являются первым, вторым и третьим выходами блока формирования местной системы координат 2.

Блок формирования сигналов управления 6 содержит:

18 - суммирующий усилитель.

Блок формирования сигналов управления 6 содержит суммирующий усилитель 18, на первый вход которого поступает сигнал, пропорциональный значению отклонения центра масс летательного аппарата по оси O_MZ_M в плоскости O_MX_MZ_M, на второй вход поступает сигнал, пропорциональный углу между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости O_MX_MZ_M и на выходе которого формируется сигнал управления, пропорциональный их сумме. Первый и второй входы суммирующего усилителя 18 являются первым и вторым входом блока формирования сигналов управления 6, выходом которого является выход суммирующего усилителя 18.

Предложенный способ управления дистанционно-пилотируемым летательным аппаратом реализует два режима полета: режим стабилизации заданной линии пути и режим маневрирования по курсу.

В процессе полета производят измерение посредством приемника спутниковой навигации (ПССН) 4 текущих координат местоположения дистанционно-пилотируемого летательного аппарата (ДПЛА) X_g,Z_g в горизонтальной плоскости и текущего значения путевого угла ψ_П.

Местную систему координат формируют в момент прохождения команды на стабилизацию заданной линии пути с командного устройства 1, в качестве которого может использоваться, например, приемник командной радиолинии на борту ДПЛА. С этой целью в момент появления команды на стабилизацию заданной линии пути посредством блока памяти 2 запоминают координаты местоположения ДПЛА X_g0, Z_g0 в горизонтальной плоскости и значение заданного путевого угла ψ_П0 в момент прохождения команды. Точка, определяемая координатами X_g0, Z_g0, является точкой начала координат местной системы координат в географической системе координат.

В режиме стабилизации заданной линии пути в блоке 3 формируют значение отклонения ΔZ центра масс летательного аппарата по оси O_MZ_M в плоскости O_MX_MZ_M в виде

ΔZ=cosϕ(Z_g-Z_g0)+sinϕ(X_g-X_g0),

где ϕ=-ψ_П.

Для этого на выходе инвертора 13 формируют сигнал ϕ=-ψ_П, который поступает через блок вычисления косинуса 13 и блок вычисления синуса 14 поступает соответственно на вторые входы первого блока умножения 11 второго блока умножения 15. На выходе первого сумматора 9, формируют сигнал разности Z_g и Z_g0, поступающих соответственно на первый и второй, инвертирующий, входы. Сформированный сигнал поступает на первый вход первого блока умножения 11, на выходе которого формируется сигнал (Z_g-Z_g0)cosϕ. На выходе второго сумматора 10, формируют сигнал разности сигналов X_g и Х_g0, поступающих соответственно на первый и второй, инвертирующий, входы. Сформированный сигнал поступает на первый вход второго блока умножения 15, на выходе которого формируется сигнал (X_g-X_g0)sinϕ. С выходов первого блока умножения 11 и второго блока умножения 15 полученные сигналы поступают соответственно на первый и второй входы третьего сумматора 12, на выходе которого формируется значение отклонения ΔZ центра масс летательного аппарата по оси O_MZ_M в плоскости O_MX_MZ_M.

В режиме стабилизации формируют значение угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости O_MX_MZ_M в виде

Δψ_П=ψ_П-ψ_П0.

Для этого в блоке формирования угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости O_MX_MZ_M 5 вычисляется разность сигналов, поступающих на первый и второй, инвертирующий, входы пятого сумматора 17, которые являются соответственно первым и вторым входами блока 5. Сигнал разности формируется на выходе пятого сумматора 17, который является выходом блока 5.

Формируют сигнал управления U на основе полученных сигналов в виде

U=k_ψΔψ_П+k_ZΔZ,

для чего в блоке формирования сигналов управления 6 вычисляется сумма сигналов, поступающих на первый и второй входы суммирующего усилителя 18, которые являются соответственно первым и вторым входами блока 6. Сигнал управления формируется на выходе суммирующего усилителя 18, который является выходом блока 6.

Сформированный на выходе блока 6 сигнал управления поступает на автопилот для непосредственного воздействия на рулевые органы с целью возвращения ДПЛА на заданную линию пути.

В режиме маневрирования по курсу сигнал управления U равен нулевому значению. Отключение сигнала управления от автопилота производится релейным элементом 7. В это время управление траекторией движения происходит путем подачи управляющих команд на автопилот с первого выхода командного прибора 1.

Предложенный способ упрощает управление оператором дистанционно-пилотируемых летательных аппаратов, не усложняя аппаратный состав бортового и наземного оборудования.

Способ управления дистанционно-пилотируемым летательным аппаратом, по которому определяют координаты текущего местоположения летательного аппарата приемником спутниковой системы навигации и обеспечивают устойчивость движения летательного аппарата автопилотом, отличающийся тем, что в момент прохождения команды на стабилизацию заданной линии пути на основе координат текущего местоположения и текущего значения путевого угла, определяемого приемником спутниковой системы навигации, строят местную систему координат О_MХ_MY_MZ_M, по отношению к географической O_gX_gY_gZ_g, связанной с точкой старта дистанционно-пилотируемого летательного аппарата, для чего начало местной системы координат совмещают с центром масс летательного аппарата на момент прохождения команды, одну ось О_MХ_M совмещают с направлением вектора путевой скорости, вторую ось О_MY_M направляют вверх перпендикулярно плоскости горизонта, а третью ось О_MZ_M направляют таким образом, чтобы образовать правую систему координат, формируют угол между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости О_MХ_MZ_M, формируют значение отклонения центра масс летательного аппарата по оси О_MZ_M в плоскости О_MХ_MZ_M, формируют сигналы управления, зависящие от угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости О_MХ_MZ_M и отклонения центра масс летательного аппарата по оси О_MZ_M в плоскости О_MХ_MZ_M, которые подают в автопилот для соответствующего отклонения рулей дистанционно-пилотируемого летательного аппарата вплоть до подачи команды на отмену стабилизации заданной линии пути.