Система автоматического управления беспилотным летательным аппаратом по углу крена

Система автоматического управления беспилотным летательным аппаратом по углу крена содержит три сумматора, исполнительное устройство, датчик угловой скорости, датчик угла крена, дифференциатор, интегратор, пять усилителей, соединенные определенным образом. Обеспечивается повышение запасов устойчивости системы управления, улучшение качества переходных процессов при действии координатно-параметрических помех. 1 ил.

 

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами, а именно к системам управления беспилотными летательными аппаратами (БПЛА) самолетного типа. Полет БПЛА осуществляется при любых погодных условиях и при действии на него координатных и параметрических помех. Точность работы БПЛА при действии помех уменьшается и может произойти потеря устойчивости. Для обеспечения компенсации помех используются грубые (робастные) системы и системы адаптивного управления.

При построении робастных систем управления точно параметры объекта управления не известны, а известны диапазоны их изменения - они не являются постоянными. Именно поэтому возникают непреодолимые трудности построения систем управления нестационарными объектами. Регуляторы строятся на основании «средних» значений параметров, определяемых из знания диапазона их изменения. В результате построенные робастные системы не могут точно обеспечивать желаемые эталонные режимы работы системы управления нестационарными объектами, т.к. они не используют при формировании управления отклонения реальных режимов работы от эталонных.

Наиболее близким техническим решением к предлагаемому изобретению (прототипом) является система автоматического управления БПЛА, содержащая первый сумматор и последовательно соединенные исполнительное устройство, БПЛА и датчик угла крена, вход которого соединен со входом датчика угловой скорости крена [Лебедев А.А. и др. Динамика систем управления беспилотным летательным аппаратом. - М.: Машиностроение, 1965. - 528 с., с. 220-222].

Недостатком известного технического решения являются сложность системы управления, низкий запас устойчивости, а также пониженное качество переходных процессов при действии на БПЛА координатно-параметрических помех. При этом в процессе полета БПЛА изменение внешней среды (давления, температуры, высоты полета, скорости и направления ветра и т.п.) приводят к изменению параметров дифференциального уравнения БПЛА, а значит и к изменению запасов устойчивости и качества переходных процессов в системе управления.

Технический результат, достигаемый в настоящем изобретении, заключается в упрощении системы управления, повышении ее запасов устойчивости, улучшении качества переходных процессов при действии на объект управления (беспилотный летательный аппарат) координатно-параметрических помех.

Указанный технический результат достигается тем, что система автоматического управления беспилотным летательным аппаратом по углу крена, содержащая первый сумматор и последовательно соединенные исполнительное устройство, беспилотный летательный аппарат и датчик угла крена, вход которого соединен со входом датчика угловой скорости крена, отличается от прототипа тем, что она дополнительно содержит дифференциатор, интегратор, два сумматора и пять усилителей, вход системы управления через первый сумматор соединен со входом исполнительного устройства, а через последовательно соединенные первый усилитель, второй сумматор, интегратор, третий сумматор и второй усилитель - со вторым входом первого сумматора, выход датчика угловой скорости крена подключен через дифференциатор ко второму входу третьего сумматора, а через третий усилитель - к третьему входу третьего сумматора, выход датчика угла крена через четвертый усилитель соединен с четвертым входом третьего сумматора, а через пятый усилитель - со вторым входом второго сумматора.

Предложенное в настоящем изобретении техническое решение позволяет компенсировать влияние координатно-параметрических помех и приводит к ликвидации вышеупомянутых недостатков известного технического решения (прототипа) задачи управления БПЛА по углу крена.

На чертеже (фиг. 1) изображена система автоматического управления БПЛА, где приняты следующие обозначения:

1 - первый сумматор,

2 - исполнительное устройство (привод),

3 - беспилотный летательный аппарат (объект управления),

4 - второй усилитель,

5 - датчик угловой скорости крена,

6 - датчик угла крена,

7 - первый усилитель,

8 - третий сумматор,

9 - дифференциатор,

10 - интегратор,

11 - четвертый усилитель,

12 - второй сумматор,

13 - пятый усилитель,

14 - третий усилитель,

uk(t) - корректирующее управление,

ХЗ(t) - задание для системы управления,

u(t) - управление,

- сигнал рассогласования,

- коэффициент усиления усилителей (7) и (13).

Функционирует предлагаемая система управления следующим образом.

Сигнал задания ХЗ(t) поступает на вход системы управления БПЛА - на первый вход первого сумматора (1) и на вход первого усилителя (7). На второй вход первого сумматора (1) поступает сигнал коррекции uk(t), который сформирован элементами схемы системы управления 1, 4-13. В результате формируется сигнал управления:

u(t)=XЗ(t)+uk(t).

В процессе функционирования системы управления в полете на БПЛА воздействуют параметрические F(t) и координатные ƒ(t) помехи, которые приводят к ошибкам управления. С целью компенсации действия помех методом покомпонентного формирования управления (МПФУ) [Лащев А.Я. Синтез адаптивных систем управления с использованием идеи параметрических отрицательных обратных связей / Автоматика и телемеханика, 1994, №4, с. 108-116; Лащев А.Я. Управление жесткостью крепления упруго-деформируемых элементов конструкций / Приборы и системы. Управление, контроль, диагностика, 2006, №7, с. 8-12] формируется корректирующее управление uk(t):

При этом параметры k, , и - постоянные коэффициенты усиления соответственно второго усилителя (4), первого усилителя (7) и пятого усилителя (13), четвертого усилителя (11) и третьего усилителя (14). Эти параметры выбираются из условия обеспечения устойчивости и желаемого качества переходного процесса.

Сигнал uk(t) поступает на вход первого сумматора, выход которого соединен с входом исполнительного устройства (привода) (2), который формирует на своем выходе сигнал, отклоняющий рули (элероны) БПЛА (рули на схеме не указаны). Динамика привода представляется апериодическим звеном первого порядка.

В результате поток воздуха поворачивает БПЛА на некоторый угол x(t), который измеряется датчиком угла крена (6) и датчиком угловой скорости крена (5), а после окончания переходного процесса точно будет равен сигналу ХЗ(t) задания системы.

Это видно из уравнения корректирующего управления uk(t). Действительно, при равенстве x(t)=ХЗ(t) сигнал на входе интегратора (10) будет равен нулю, а на его выходе ровно такой сигнал, который обеспечивает это равенство. При этом будет скомпенсировано и действие координатно-параметрических помех, действующих на БПЛА.

Таким образом, предложенная грубая (робастная) система управления в отличие от известных является системой нового типа - грубой системой управления с коррекцией управления по выходу, когда сигнал управления формируется с учетом отклонения системы от его желаемого движения. Ввиду того, что при наличии интегратора (10) система является астатической, она в статике будет, в отличие от известных робастных систем, обеспечивать равенство сигнала задания ХЗ(t) выходному сигналу x(t) БПЛА. В динамике это равенство легко обеспечить выбором коэффициента k-коэффициента усиления второго усилителя (4).

Система автоматического управления беспилотным летательным аппаратом по углу крена, содержащая первый сумматор, исполнительное устройство и датчик угла крена беспилотного летательного аппарата, при этом вход указанного датчика угла крена соединен со входом датчика угловой скорости крена, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит дифференциатор, интегратор, два сумматора и пять усилителей, вход системы управления через первый сумматор соединен со входом исполнительного устройства, а через последовательно соединенные первый усилитель, второй сумматор, интегратор, третий сумматор и второй усилитель - со вторым входом первого сумматора, выход датчика угловой скорости крена подключен через дифференциатор ко второму входу третьего сумматора, а через третий усилитель - к третьему входу третьего сумматора, выход датчика угла крена через четвертый усилитель соединен с четвертым входом третьего сумматора, а через пятый усилитель - со вторым входом второго сумматора.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способу и системе анализа выхлопного газа, для управления транспортным средством. Система, осуществляющая способ анализа выхлопного газа, для управления транспортным средством, содержит компьютер, запрограммированный передавать сообщение из транспортного средства на второе транспортное средство, включающее в себя запрос анализировать выхлопной газ.

Изобретение относится к способу управления скоростью полета самолета с учетом стабилизации скорости. Для управления скоростью полета самолета используют основной управляющий сигнал, поступающий на привод тяги двигателей, а также дополнительный управляющий сигнал, поступающий на привод секций интерцепторов, условие подключения которого определяется заданной величиной разницы между текущей и заданной приборной скоростью, которая может задаваться пилотом с пульта управления или автоматически при решении оптимизационных задач и выбирается из условия потребной величины долевого участия интерцепторов в решении задачи стабилизации и отслеживания заданной приборной скорости совместно с управлением тягой двигателей определенным образом.

Группа изобретений относится к прибору контроля датчиков для системы измерения пространственного положения воздушного судна, системе и способу обнаружения отказов для системы измерения пространственного положения.

Группа изобретений относится к способу управления воздушным судном в ответ на движение рыскания, системе управления для стабилизации воздушного судна в ответ на движение рыскания, воздушному судну, содержащему такую систему.

Изобретение относится к способам определения плановой траектории полета воздушного транспортного средства возле цели. Вычислительное устройство содержит интерфейс связи для приема значения расстояния удаленности до цели, которое обозначает расстояние от цели в точке на плановой траектории полета транспортного средства возле цели.
Изобретение относится к области охранной сигнализации, в частности к средствам персональной мобильной охраны. Технический результат изобретения заключается в слежении за сторонними объектами внешнего воздействия, находящимися на удаленном расстоянии от объекта охраны.

Система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата содержит задатчик угла тангажа, вычислитель автопилота угла тангажа, задатчик максимального угла атаки, два вычислителя автомата ограничения угла атаки, алгебраические селекторы максимального и минимального сигнала, сервопривод руля высоты, датчик угла тангажа, датчик угла атаки, задатчик минимального угла атаки, соединенные определенным образом.

Группа изобретений относится к способу наведения наземного транспортного средства по требуемой траектории движения и навигационной системе транспортного средства.

Предложено вычислительное устройство. Вычислительное устройство запрограммировано идентифицировать удар о ветровое стекло транспортного средства как удар камня на основе данных от датчика давления в ветровом стекле.

Беспилотный привязной авиационный комплекс содержит станцию привязного питания, беспилотный летательный аппарат (БПЛА) с полезной нагрузкой и двигателем, связанным с соосными разнонаправленными винтами, аэродинамический стабилизатор, связанный с БПЛА жесткой связкой, к которой крепится кольцо силового троса, обеспечивающего связь со станцией привязного питания, при этом точка крепления силового троса к БПЛА выбрана так, что смещение БПЛА под воздействием бокового ветра компенсировано отклонением соосного винта в сторону ветра определенным образом.

Изобретение относится к средствам управления самолетом по тангажу и крену. Боковая ручка управления самолетом с двумя вращательными степенями свободы включает рукоятку 11, основание 2 с двумя электроприводами (1а) поперечного канала и (1б) продольного канала, имеющими форму цилиндров и содержащими бесколлекторный электродвигатель, редуктор и датчик положения выходного звена.

Изобретение относится к способу контроля электромеханической приводной системы, содержащей инвертор, двигатель и привод. Для контроля электромеханической системы оценивают определенным образом падение напряжения питания двигателя, связанное с дефектами инвертора, оценивают коэффициент электромагнитного момента двигателя с учетом оценочного падения напряжения и рабочих данных, вычисляют электромагнитный момент двигателя на основании коэффициента электромагнитного момента и рабочих данных определенным образом.

Группа изобретений относится к датчикам подъемной силы летательного аппарата и способу определения доступной подъемной силы. Датчик подъемной силы в одном варианте содержит флюгерный датчик на передней кромке крыла, привод, связанный с флюгерным датчиком, LC-цепь, расположенные определенным образом, процессор.

Изобретение относится к приводам с блокировкой. Технический результат состоит в обеспечении объединения элемента блокировки заклиниванием и ограничителя усилия.

Дистанционная резервированная система автоматизированного модального управления в продольном канале маневренных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов содержит ручку пилота/задатчик тангажа, вычислитель автопилота угла тангажа, сервопривод, датчик угла тангажа, ограничитель предельных режимов, датчик угловой скорости тангажа, блок балансировки, вычислитель алгоритма модального управления (ВАМУ), систему воздушных сигналов, датчик линейных ускорений, идентификатор угла атаки, соединенные определенным образом.

Изобретение относится к системе улучшения устойчивости и управляемости воздушного судна. Система улучшения устойчивости и управляемости (10) воздушного судна содержит первый входной вал (22), передающий первый входной крутящий момент, второй входной вал (28), передающий второй входной крутящий момент и устройство суммирования первого и второго входных крутящих моментов для создания выходного крутящего момента для управления исполнительным механизмом.

Группа изобретений относится к авиакосмическим летательным аппаратам. Электропривод для летательного аппарата содержит корпус, шарико-винтовую пару, состоящую из гайки и винта, аксиальный подшипник, электродвигатель, зубчатую передачу, датчик положения ротора, демпфер и систему управления.

Изобретение относится к области авиации, а именно к системам рулевых поверхностей для управления основными летными функциями самолетов с помощью электромеханических приводов.

Изобретение относится к линейным приводам, в частности применимо к поверхностям управления воздушного судна. Первая ступень содержит вращающийся входной вал, приводимый в действие электрическим двигателем, имеющий зону с винтовой резьбой в его наружной поверхности у его внутреннего конца и множество первых косозубых цилиндрических зубчатых колес, выполненных с возможностью зацепления с вращающимся входным валом в его зоне с винтовой резьбой для совместного вращения.

Изобретение относится к электроснабжению системы управления и передачи для приведения в действие поверхностей управления самолета. Система энергопитания рулевых приводов первичных органов управления пассажирского самолета содержит бортовые электрогенераторы переменного тока, вспомогательные электрогенераторы переменного тока, блоки управления электрогенераторами, трансформаторы тока, основные аккумуляторные батареи, аварийные батареи, выпрямительные устройства, систему контроля энергообеспечения, состоящую из центрального бортового вычислителя и измерительно-управляющих устройств.

Изобретение относится к способу управления скоростью полета самолета с учетом стабилизации скорости. Для управления скоростью полета самолета используют основной управляющий сигнал, поступающий на привод тяги двигателей, а также дополнительный управляющий сигнал, поступающий на привод секций интерцепторов, условие подключения которого определяется заданной величиной разницы между текущей и заданной приборной скоростью, которая может задаваться пилотом с пульта управления или автоматически при решении оптимизационных задач и выбирается из условия потребной величины долевого участия интерцепторов в решении задачи стабилизации и отслеживания заданной приборной скорости совместно с управлением тягой двигателей определенным образом.

Система автоматического управления беспилотным летательным аппаратом по углу крена содержит три сумматора, исполнительное устройство, датчик угловой скорости, датчик угла крена, дифференциатор, интегратор, пять усилителей, соединенные определенным образом. Обеспечивается повышение запасов устойчивости системы управления, улучшение качества переходных процессов при действии координатно-параметрических помех. 1 ил.

Наверх