адаптивное устройство координированного управления летательным аппаратом

Формула изобретения

Адаптивное устройство координированного управления летательным аппаратом, содержащее инвертирующий усилитель, последовательно соединенные датчик угловой скорости по крену и первый суммирующий усилитель, последовательно соединенные задатчик сигнала управления по курсу, первый блок вычитания и второй суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости по курсу, последовательно соединенные датчик угла крена и второй блок вычитания, выход которого соединен с первым суммирующим усилителем, датчик угла курса, выход которого соединен со вторым входом первого блока вычитания, отличающееся тем, что оно содержит последовательно соединенные датчик скоростного напора и функциональный нелинейный элемент с управляемым ограничением, второй вход которого соединен с выходом инвертирующего усилителя, а выход - со вторым входом второго блока вычитания, нелинейный элемент с ограничением, вход которого соединен с выходом первого суммирующего усилителя, а выход является выходом устройства, при этом выход второго суммирующего усилителя соединен со входом инвертирующего усилителя.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к устройствам управления для бортовых систем автоматического управления летательными аппаратами с реализацией режимов координированных разворотов.

Известны устройства управления для систем, в которых каналы управления креном и курсом содержат элементы вычитания и суммирующие усилители, формирующие по задающим воздействиям и сигналам датчиков состояния управляющие воздействия на исполнительные приводы летательного аппарата [1].

Недостатками такой реализации являются ограниченность возможностей управления и невысокая динамическая точность.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является устройство координированного управления летательным аппаратом, содержащее инвертирующий усилитель, последовательно соединенные датчик угловой скорости по крену и первый суммирующий усилитель, последовательно соединенные задатчик сигнала управления по курсу, первый блок вычитания и второй суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости по курсу, последовательно соединенные датчик угла крена и второй блок вычитания, выход которого соединен с первым суммирующим усилителем, датчик угла курса, выход которого соединен со вторым входом первого блока вычитания [2].

Недостатками известного устройства являются ограниченные функциональные возможности и невысокая динамическая точность управления в нестационарных условиях применения летательного аппарата - при переменной скорости и высоте его полета.

Решаемой в предложенной системе управления технической задачей является расширение функциональных возможностей и повышение динамической точности управления. Предложенным построением устройства управления достигается функциональная возможность достижения максимальной интенсивности управления и увеличение динамической точности при изменяющихся скорости и высоте полета летательного аппарата.

Указанный технический результат достигается тем, что в известное устройство координированного управления летательным аппаратом, содержащее инвертирующий усилитель, последовательно соединенные датчик угловой скорости по крену и первый суммирующий усилитель, последовательно соединенные задатчик сигнала управления по курсу, первый блок вычитания и второй суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости по курсу, последовательно соединенные датчик угла крена и второй блок вычитания, выход которого соединен с первым суммирующим усилителем, датчик угла курса, выход которого соединен со вторым входом первого блока вычитания, дополнительно введены последовательно соединенные датчик скоростного напора и функциональный нелинейный элемент с управляемым ограничением, второй вход которого соединен с выходом инвертирующего усилителя, а выход - со вторым входом второго блока вычитания, нелинейный элемент с ограничением, вход которого соединен с выходом первого суммирующего усилителя, а выход является выходом устройства, при этом выход второго суммирующего усилителя соединен со входом инвертирующего усилителя.

Действительно, при этом обеспечивается максимальная отработка угла курса посредством маневров по крену при изменяющихся условиях полета летательного аппарата по скорости и высоте.

На чертеже представлена структурная схема адаптивного устройства координированного управления летательным аппаратом.

Адаптивное устройство координированного управления летательным аппаратом содержит инвертирующий усилитель 1 (ИУ), последовательно соединенные датчик угловой скорости по крену 2 (ДУСКр) и первый суммирующий усилитель 3 (1 СУ), последовательно соединенные задатчик сигнала управления по курсу 4 (ЗСУКур), первый блок вычитания 5 (1БВ) и второй суммирующий усилитель 6 (2СУ), второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости по курсу 7 (ДУСКур), последовательно соединенные датчик угла крена 8 (ДУКр) и второй блок вычитания 9 (2БВ), выход которого соединен со вторым входом первого суммирующего усилителя 3, датчик угла курса 10 (ДУКур), выход которого соединен со вторым входом первого блока вычитания 5. Кроме того, устройство содержит последовательно соединенные датчик скоростного напора 11 (ДСН) и функциональный нелинейный элемент с управляемым ограничением 12 (ФНЭУО), второй вход которого соединен с выходом инвертирующего усилителя 1, а выход - со вторым входом второго блока вычитания 9, нелинейный элемент с ограничением 13 (НЭСО), вход которого соединен с выходом первого суммирующего усилителя 3, а выход является выходом устройства, при этом выход второго суммирующего усилителя 6 соединен со входом инвертирующего усилителя 1.

Адаптивное устройство координированного управления работает следующим образом.

Основные сигналы управления в каналах курса и крена формируются соответственно блоками 4, 5, 6, 7, 10 канала курса и 1, 2, 3, 9 канала крена:

где K₁ , K₂ - передаточные коэффициенты второго суммирующего усилителя 6;

- сигнал рассогласования по курсу на выходе первого блока вычитания 5;

- сигнал датчика угла курса 10;

_зад. - задающий сигнал по курсу на выходе задатчика сигнала управления по курсу 4;

_у - сигнал датчика угловой скорости по курсу 7;

К₁ , К₂ - передаточные коэффициенты первого суммирующего усилителя 3;

- сигнал рассогласования по крену на выходе второго блока вычитания 9;

- сигнал датчика угла крена 8;

_упр - управляющий сигнал по крену на выходе функционального нелинейного элемента с управляемым ограничением 12;

_х - сигнал датчика угловой скорости по крену 2.

При этом сигнал _упр формируется специальным каналом координированного управления, подключенным входом по сигналу к выходу второго суммирующего усилителя 6, а выходом - ко входу второго блока вычитания 9. Этот канал содержит последовательно соединенные блоки 1 и 12. Формирование сигнала _упр по сигналу курса позволяет в целом достичь требуемых демпфирующих свойств процессов движения по крену.

Адаптивное устройство координированного управления работает в режиме стабилизации и управления значений _зад. через канал крена. А именно, при отработке больших сигналов _зад канал курса формирует сигнал , а канал крена - в режиме координированного управления с отработкой сигнала _упр. 0 и с инвертированием и ограничением сигнала .

Инвертирующий усилитель 1 этого канала устройства позволяет реализовать сам принцип координированного управления благодаря инвертизации входного сигнала и выбрать оптимальное значение степени усиления. Функциональный нелинейный элемент с ограничением 12 обеспечивает требуемое ограничение сигнала _упр. для канала крена в соответствии с техническими ограничениями на летательный аппарат по углу крена и в прямо пропорциональной зависимости от скоростного напора q, поступающего от датчика 11. Нелинейный элемент с ограничением 13 обеспечивает выполнение ограничения сигнала канала крена для подачи на рулевые приводы летательного аппарата по крену.

Действительно, в соответствии, например, с [3] угол курса летательного аппарата в координированном движении связан с углом крена интегральной зависимостью:

где коэффициент К имеет вид:

где g - ускорение свободного падения;

m - масса летательного аппарата;

s - характерная площадь летательного аппарата;

- угол тангажа;

q - скоростной напор.

Таким образом, уравнение (6) можно записать:

где .

Тогда уравнение (5) примет вид:

Приняв с точностью до динамики _упр, получим:

Изменение высоты и скорости определяется для данного анализа и построения устройства управления величиной скоростного напора q.

Для сохранения стабильности соотношения:

вводится в блоке 12 прямо пропорциональное изменение уровня ограничения _упр в функции от q.

Все блоки устройства управления являются стандартными и могут быть реализованы на элементах автоматики и вычислительной техники, например, по [4, 5].

Таким образом, предложенное устройство управления позволяет расширить функциональные возможности системы и повысить динамическую точность управления.

Источники информации

1. И.А.Михалев и др. Системы автоматического управления самолетом. М.: Машиностроение, 1987, с.174.

2. Патент РФ № 2237269, от 03.04.2003 г., G05D 1/08.

3. В.А.Боднер. Теория автоматического управления полетом. М.: Наука, 1964, с.113÷117 и с.42.

4. В.Б.Смолов. Функциональные преобразователи информации. Л.: Энергоиздат, Ленинградское отделение, 1981, с.22, 41.

5. А.У.Ялышев, О.И.Разоренов. Многофункциональные аналоговые регулирующие устройства автоматики. М.: Машиностроение, 1981, с.107, 126.