Способ конечного приведения беспилотного летательного аппарата в продольной плоскости на основе квазиоптимального закона наведения

Изобретение относится к способу управления беспилотным летательным аппаратом (БПЛА) на участке конечного приведения. Для управления БПЛА измеряют относительную дальность до объекта назначения, угол направления на объект, угол тангажа, высоту БПЛА, истинную воздушную скорость, угол атаки, оценивают составляющие скорости ветра, выдерживают заданный угол подхода с минимизацией конечного отклонения согласно управляющим сигналам, вырабатываемым с помощью квазиоптимального закона наведения определенным образом. Обеспечивается повышение быстродействия и точности управления БПЛА. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к технике автоматического управления полетом беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) в условиях внешних возмущений в части построения законов и алгоритмов управления для систем наведения БПЛА.

Разработка закона наведения является актуальной научно-технической задачей в области решения вопросов построения методов управления беспилотными летательными аппаратами (БПЛА).

Использование закона наведения позволяет формировать безразрывный сигнал управления БПЛА на основе текущей информации о взаимном положении БПЛА и условного точечного объекта назначения (ОН), реализуя "гибкие траектории" терминальных маневров. Формализованная запись метода наведения позволяет получать оценки запасов устойчивости управляемого движения БПЛА широким набором апробированных методов [1].

Закон наведения может строиться с использованием рассчитанного управляющего сигнала, а именно:

- угла наклона линии визирования ОН,

- угловой скорости вращения линии визирования ОН,

- потребных значений перегрузок объекта управления как величин, пропорциональных угловой скорости линии визирования ОН.

Рассмотрим вертикальное движение объекта управления (ОУ) самолетного типа, совершаемое под воздействием аэродинамической силы, обусловленной углом атаки (в отличие от [2], где в подобной задаче предполагалось, что управляющая сила создается с помощью крена).

Известен метод пропорциональной навигации [3], в котором угловая скорость поворота вектора скорости летательного аппарата пропорциональна угловой скорости вращения линии визирования ОН.

Известна общая форма записи [4] данного закона, позволяющая путем замены значения навигационной постоянной получить прочие методы наведения, как то: метод погони, метод движения с постоянным углом упреждения, метод параллельного сближения

где k - навигационная постоянная,

Принятые обозначения поясняются фиг. 1, на которой представлена графическая схема позиционирования ОУ и ОН в стартовой системе координат. Здесь θ - угол направления вектора скорости ОУ, D - относительная наклонная дальность между ОН и ОУ, t - время, V - скорость ОУ, V_C - скорость ОН, θ_C - угол направления на ОН, Θ_C - угол направления вектора скорости ОН.

Известна форма записи метода пропорциональной навигации при условиях V >> V_C, малости результатов разностей углов и малости значения угла θ_C в линейном приближении

где

Δy = y_C - y_A,

τ - ориентировочное время до встречи с ОН, .

Метод наведения с использованием расчета угловых величин использован в патентах [5, 6], где для управления БПЛА реализован метод приведения к ОН, родственный закону пропорциональной навигации.

Также алгоритм наведения может включать величину углового отклонения для выполнения тестирующего маневра [7], отклоняющего БПЛА на конечном участке маршрута от прямого направления движения к компактной группе объектов. При подходе к группе объектов величина фактического угла направления получается случайной.

В качестве достаточно близкого аналога заявляемого изобретения возможно привести способ формирования сигнала управления конечным приведением [8, формула 30], являющийся развитием результата [9]. Данный способ расширяет функциональные возможности известного метода пропорциональной навигации и заключается в следующем: производная сигнала управления формируется, задействуя произведение отношения относительной дальности D и скорости сближения ОУ с ОН на сумму произведений навигационных постоянных k_i на значения угла θ_C направления на ОН, угла Θ наклона траектории ОУ и априорно заданного значения угла поворота линии заданного направления

Основными недостатками описанного способа является то, что сигнал управления формируется без учета прямых измерений или оценок ветровых возмущений, без учета текущего отклонения от линии заданного направления, без учета влияния постоянной времени ОУ на участках интенсивного изменения высоты, с использованием значений величин навигационных постоянных, не позволяющих оказывать влияние на динамику разворота в зависимости от оставшегося времени сближения для каждой компоненты закона управления в отдельности, с учетом только относительных дальности и ее производной, угла места сопровождаемого объекта и угла наклона траектории ОУ, что может приводить к перерегулированиям на участке приведения, а это, в свою очередь, приводит к увеличению конечного отклонения от назначенного объекта и отклонений от линии заданного направления, особенно при работе инерционного динамического объекта с построением сигнала управления на основе показаний бортовых измерителей и для БПЛА с двигателем постоянной тяги.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является построение траекторий на конечном участке движения, обеспечивающих в течение длительного времени априорно заданный угол подхода БПЛА к выбранному объекту, при этом для построения сигнала управления используется набор измерителей рассматриваемых систем.

Необходимость выхода на заданный диапазон углов объясняется существующей задачей создания условий для радиолокационного визирующего устройства (РЛВ), позволяющих ему различать контрастные объекты на фоне подстилающей поверхности.

Сущность изобретения заключается в том, что в способе управления БПЛА на участке конечного приведения, основанном на использовании измерений относительной дальности D до ОН, угла θ_C направления на объект, осуществляемых визирующим устройством, скорости V_К летательного аппарата в земной системе координат, угла тангажа ϑ, значения высоты ОУ Н, измеряемых навигационной системой, истинной воздушной скорости V, воздушного угла α_k атаки и оценок составляющих W_x, W_y скорости ветра, вырабатываемых системой воздушных сигналов (СВС) или рассчитываемых по показаниям СВС, расчетного значения угла α_р атаки в земной системе координат, расчетных значений проекции скорости V_Ch наблюдаемого объекта и положения БПЛА h на оси вспомогательной системы координат, выдерживают заданный угол подхода с минимизацией конечного отклонения согласно управляющим сигналам, вырабатываемым квазиоптимальным законом наведения по формулам

где - вычисляемое значение априорно заданного угла подхода , равное этому углу,

α_б - балансировочное значение угла атаки БПЛА,

- постоянные коэффициенты,

T₀(t) - расчетное значение постоянной времени БПЛА,

V(t) - воздушная скорость БПЛА,

τ - оцениваемое время до встречи с объектом назначения, ,

w(t) - проекция суммы скоростей ОН (V_C) и ветрового возмущения (W) на вертикальную ось h вспомогательной системы координат, проведенную через точку положения объекта назначения с заданным углом наклона ,

h - относительное отклонение от линии заданного направления,

θ₁ - угол направления вектора скорости БПЛА во вспомогательной системе координат,

e_1T = -w/V(t).

Способ управления БПЛА на участке конечного приведения основан на синтезированном законе наведения, в котором управляющий сигнал пропорционален сумме произведений относительного отклонения h ОУ от линии заданного направления, проведенной через точку нахождения ОН, проекции w суммы скоростей V_C ОН и W ветра на вертикальную ось h вспомогательной системы координат с отнесением к воздушной скорости V управляемого объекта, разности угла θ₁ поворота вектора скорости БПЛА относительно линии заданного направления в возмущенной среде и угла θ_1T действия возмущения на составные навигационные коэффициенты k_i, включающие сумму значений навигационных постоянных и навигационного коэффициента, учитывающего влияние постоянной времени ОУ и оценки длительности сближения с ОН для каждой компоненты закона управления в отдельности. Графически ряд перечисленных величин поясняется на фиг. 2.

Получение необходимого вида закона наведения достигается путем нахождения оптимального управления по Р. Беллману [10] для системы приближенных уравнений движения центра масс летательного аппарата на конечном участке движения для критерия минимума энергии.

В качестве терминальных значений на правом конце в рассмотренных формах представления законов наведения фигурирует величина промаха (минимизируемое конечное отклонение). В качестве расширения терминальных условий в их набор включается величина угла подхода БПЛА к точке условного ОН.

Будем рассматривать традиционную форму управляющего сигнала на входе рулевого тракта высоты

где ϑ - угол тангажа,

ϑ₁ - управляющий сигнал («задающее» воздействие),

σ_CT - сигнал контура стабилизации по угловой скорости, перегрузке и т.д.,

k_ϑ - коэффициент обратной связи по тангажу.

Заявляемый способ формирования управления поясняется графически.

На фиг. 2 показаны стартовая и повернутая на угол вспомогательная системы координат, приведена линия заданного направления оС, проходящая через координату конечной точки под заданным углом . Таким образом, угол наклона траектории во вспомогательной системе координат .

На фиг. 3 приведена структурная схема бортовой аппаратуры (БА) БПЛА. На фиг. 3 обозначено:

1 - визирующее ОН устройство,

2 - бортовой цифровой вычислитель,

3 - преобразователь коммутации,

4 - рулевой блок,

5 - блок бортовой автоматики,

6 - газовые рули,

7 - инерциальный блок,

8 - аппаратура потребления сигналов глобальной навигационной спутниковой сети,

9 - высотомер,

10 - блок датчиков угловых скоростей,

11 - СВС.

Рассматриваемая система аналогична системам, известным по патентам [11, 12]. Согласно фиг. 3, система содержит визирующее ОН устройство 1, вырабатывающее величины D и θ_C, вычислитель (БЦВМ) 2 цифрового сигнала σ_В в канале тангажа на аэродинамические рули, включающий запрограммированные алгоритмы динамики управления и стабилизации, формирующие команды на преобразователь 3 коммутации и рулевой блок 4, блок 5 бортовой автоматики и газовые рули 6, а также включающий алгоритмы фильтра системы коррекции показаний (угла ϑ, проекции скорости V_К, высоты ОУ Н) выходов инерциального блока (ИБ) 7 навигационной системы, обеспечивающей измерение координат и параметров движения БПЛА, корректируемых по показаниям потребителя 8 сигналов глобальной навигационной спутниковой сети (ГНСС), в отличие от известных систем, и высотомера 9, а также блок 10 датчиков угловых скоростей, формирующих потребляемые алгоритмами стабилизации сигналы, двигательную установку, а также, в отличие от известных систем, СВС 11, вырабатывающую значения истинной воздушной скорости V, воздушного угла α_k атаки и оценок составляющих W_x, W_y скорости ветра. В случае использования известных СВС, выдающих набор необработанных сигналов-измерений (Р_д, Т и пр.), указанные выше величины рассчитываются на борту БПЛА. Так, использование СВС по патенту [13] позволяет получить V на выходе блока 18, использование способа по патенту [14] позволяет вычислить угол атаки α_k по п. 10 алгоритма вычисления угла атаки, использование алгоритма [15] позволяет с использованием формул (1) - (2) вычислить W_x, W_y, α_k по исходным значениям V, V_К, ϑ, α_р.

Схема реализации РЛВ, входящего в состав Б А, также известна, например, из описания изобретения к патентам [7, фиг. 1, 16].

Комплексное навигационное устройство, включающее ИБ и высотомер, известное, например, из описания изобретения к патенту [5], дополнительно корректируется выходными сигналами неоптимального централизованного навигационного фильтра, использующего показания аппаратуры потребления сигналов ГНСС, по "слабосвязанной" инвариантной схеме комплексной обработки данных [17, стр. 431, 18].

Состав комплексной информационной системы, включающей датчики воздушной скорости, углов атаки и скольжения, угловой ориентации и параметров движения, а также блок оценивания скорости ветра, можно найти в описании изобретения к патенту [13].

Принятые датчики приведены на фиг. 3.

Способ осуществляется следующим образом. В процессе движения БПЛА по заданному полетным заданием маршруту известным образом осуществляется измерение соответствующих параметров соответствующими устройствами, рассмотренными выше, данные измерений которых передаются в БЦВМ 2. В БЦВМ 2 реализуется алгоритм приближенно-оптимального (квазиоптимального) управления в виде линейной комбинации переменных состояния

Здесь kⁱ - сложные составные коэффициенты, k_T - постоянный коэффициент, h - вертикальная проекция точки С во вспомогательной системе координат, w - проекция суммы скоростей ОН и ветра на ось h; θ_1T = -w/V.

Считая величины V, w и T₀ переменными, зависящими от времени как от параметра, в итоге получим выражение

Здесь - постоянные коэффициенты, T₀(t) - расчетное значение постоянной времени ОУ, .

Принятые обозначения также поясняются фиг. 2.

Закон управления на участке наведения определяется соотношением

где - вычисляемое значение ,

α_б - балансировочное значение угла атаки, рассчитываемое на борту БПЛА в зависимости от значений текущих земной скорости V_K, высоты полета Н, коэффициента изменения массы БПЛА, а также значений постоянных параметров, характеризующих конкретный БПЛА.

Управляющий сигнал ϑ₁ получают из соотношений

где k_σ >> 1, - ограничение на угловую скорость разворота БПЛА.

Ограничение скорости изменения управляющего сигнала является переменной величиной, зависящей от постоянной времени T₀, что позволяет реализовать требуемые траектории, на которых угол атаки и перегрузка не выходят за пределы допустимых значений. Значение постоянной времени T₀(t) рассчитывается на борту в реальном времени в зависимости от текущего положения БПЛА, его массы, воздушной скорости, параметров геометрии и аэродинамики.

Также возможен способ управления, при котором в момент начала конечного приведения осуществляется вывод ОУ на расчетное значение , равное в тот момент значению угла места θ_C положения ОН, постепенно изменяющееся до заданного значения (пока значение не превзойдет заданное ).

Информация о навигационных параметрах ОУ (Н, ϑ, V, V_К, α_р и др.), составляющих скорости ветра (W_x, W_y) и параметрах относительного движения ОУ и ОН (D, θ_C) позволяет получить - путем непосредственного измерения или расчетным путем - все величины, входящие в формулу (4). Следует отметить, что формула (4) представляет более общий случай по отношению к (2).

Таким образом, в результате использования изобретения достигается технический результат, заключающийся в повышении быстродействия и точности управлении БПЛА с определенным набором датчиков в условиях влияния внешних возмущений, при этом этап наведения совмещается с участком создания наилучших условий системе обнаружения и самонаведения путем разворота на заданный угол для различения контрастных объектов на фоне подстилающей поверхности, обеспечивая минимизацию отклонения от линии заданного направления, проходящей под априорно сформированным значением угла для каждого типа ОН, с максимальной длительностью удержания этого угла и минимальным значением конечного отклонения от выбранного объекта. Данный способ приведения применим для БПЛА с двигателем постоянной тяги.

Результатами моделирования подтверждено, что изобретение может быть использовано для приведения как к неподвижному, так и к малоподвижному маневрирующему ОН. Перехват управления осуществлялся при горизонтальном движении БПЛА; к указанному моменту вектор состояния находился в стабилизированном состоянии. На фиг. 4 приведены траектории при вариации параметра в случае неподвижного ОН, . Приняты следующие обозначения:

где ζ - масштабный коэффициент.

Список использованных источников:

1. Федосов Е.А., Инсаров В.В., Селивохин О.С. Системы управления конечным положением в условиях противодействия среды. - М.: Наука, 1989. 272 с.

2. Батенко А.П. Управление конечным состоянием движущихся объектов. - М.: Наука, 1977.

3. Yuan, C.L., "Homing and Navigation Courses of Automatic Target-Seeking Devices", Journal of Applied Physics, Vol. 19, Dec. 1948, pp. 1122-1128.

4. Лебедев, A.A. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов / А.А. Лебедев, Л.С. Чернобровкин; М: Оборонгиз, 1962. 549 с.

5. Патент РФ №2046736 "Система управления беспилотным летательным аппаратом с комплексным навигационным устройством", опубл. 27.10.1995 г.

6. Патент РФ №2163387 "Система для прогнозирования результатов натурных испытаний БПЛА", опубл. 20.02.2001 г.

7. Патент РФ №2439608 "Моноимпульсная радиолокационная система обнаружения и самонаведения", опубл. 10.01.2012 г.

8. Т. Wang, Sh. Tang, J. Guo, H. Zhang "Two-Phase Optimal Guidance Law considering Impact Angle Constraint with Bearings-Only Measurements", International Journal of Aerospace Engineering, volume 2017, Article ID 1380531.

9. C.-K. Ryoo, H. Cho, and M.-J. Tahk, "Time-to-go weighted optimal guidance with impact angle constraints", IEEE Transactions on Control Systems Technology, vol. 14, no. 3, pp. 483-492, 2006.

10. Брайсон A, Xo Ю-Ши. Прикладная теория оптимального управления. - М.: Мир, 1972. 544 с.

11. Патент РФ №2207613 "Бортовая аппаратура систем управления беспилотным летательным аппаратом", опубл. 27.06.2003 г.

12. Патент РФ №2290681 "Комплекс бортовой аппаратуры систем управления БПЛА", опубл. 27.12.2006 г.

13. Патент РФ №2263280 "Комплексная информационная система", опубл. 27.10.2005 г.

14. Патент РФ №2663315 "Способ и устройство вычисления текущего значения углов атаки и скольжения летательного аппарата", опубл. 03.08.2018.

15. Чечулина Н.Е. Алгоритм оценивания параметров внешнего возмущения. // Навигация и управление движением. Материалы XXI конференции молодых ученых с международным участием - СПб.: ГНЦ РФ АО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2019. Стр. 227-229.

16. Патент РФ №2703996 "Способ локации целей в передних зонах обзора бортовых радиолокационных станций двухпозиционной радиолокационной системы", опубл. 23.10.2019 г.

17. Степанов О.А. Основы теории оценивания с приложениями к задачам обработки навигационной информации. Ч. 1. Введение в теорию оценивания. СПб.: ГНЦ РФ АО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2017. 509 с.

18. Р.В. Бакитько и др. ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования / Под ред. А.И. Перова, В.Н. Харисова. Изд. 4-е, перераб. и доп. - М.; Радиотехника, 2010 г. 800 с.

1. Способ управления беспилотным летательным аппаратом (БПЛА) на участке конечного приведения, основанный на использовании измерений относительной дальности D до объекта назначения, угла θ_C направления на объект, осуществляемых визирующим устройством, скорости V_К летательного аппарата в земной системе координат, угла тангажа ϑ, высоты БПЛА Н, измеряемых навигационной системой, истинной воздушной скорости V, воздушного угла α_k атаки и оценок составляющих W_x, W_y скорости ветра, вырабатываемых системой воздушных сигналов (СВС) или рассчитываемых по показаниям СВС, расчетного значения угла α_p атаки в земной системе координат, расчетных значений проекции скорости V_Ch наблюдаемого объекта и положения БПЛА h на оси вспомогательной системы координат, что позволяет на участке движения при подходе к объекту назначения выдерживать заданный угол подхода с минимизацией конечного отклонения согласно управляющим сигналам, вырабатываемым квазиоптимальным законом наведения по формулам:

где - вычисляемое значение априорно заданного угла подхода , равное этому углу,

α_б - балансировочное значение угла атаки БПЛА,

- постоянные коэффициенты,

T₀(t) - расчетное значение постоянной времени БПЛА,

V(t) - воздушная скорость БПЛА,

τ - оцениваемое время до встречи с объектом назначения, ,

w(t) - проекция суммы скоростей объекта назначения (V_C) и ветрового возмущения (W) на вертикальную ось h вспомогательной системы координат, проведенную через точку положения объекта назначения с заданным углом наклона ,

h - относительное отклонение от линии заданного направления,

θ₁ - угол направления вектора скорости БПЛА во вспомогательной системе координат,

θ_1T = -w/V(t).

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что с момента начала конечного приведения осуществляется вывод объекта управления на расчетное значение угла отклонения линии заданного направления , равное, в тот момент, значению угла места θ_C положения объекта назначения, и постепенно изменяющееся до значения пока значение расчетного угла отклонения не превзойдет или не станет равным по значению априорно заданной величине наклона этой линии.