способ формирования адаптивного сигнала управления угловым движением нестационарного летательного аппарата

Формула изобретения

Способ формирования адаптивного сигнала управления угловым движением нестационарного летательного аппарата, заключающийся в том, что измеряют текущие сигналы углового положения и угловой скорости, задают опорный сигнал углового положения, формируют сигнал рассогласования между заданным сигналом и текущим сигналом углового положения, формируют сигнал управления, равный сумме компонент сигналов рассогласования и угловой скорости для воздействия на исполнительное устройство, отличающийся тем, что измеряют сигнал скоростного напора q, формируют сигнал адаптации посредством пропорционального масштабирования сигнала скоростного напора =Aq,

A=const,

где m - производная коэффициента эффективности по отклонению рулей, s и l - характерные геометрические параметры летательного аппарата - площадь и длина, сохраняя при этом значения _min=Aq_min при q<q_min и _max=Aq_max при q>q_max, где q_min и q_max - соответственно расчетные сигналы минимального и максимального значений скоростного напора, формируют сигнал адаптивно перестраиваемого передаточного коэффициента К₁ по рассогласованию, равный A₁=const, формируют сигнал адаптивно перестраиваемого передаточного коэффициента К ₂ по угловой скорости, равный К₂=А ₂К₁, A₂=const, при этом константы A₁, А ₂ определены по условиям устойчивости и качества переходных процессов, формируют компоненту сигнала рассогласования, равную произведению сигналов рассогласования и адаптивно перестраиваемого передаточного коэффициента К₁ по рассогласованию, и формируют компоненту сигнала угловой скорости, равную произведению сигналов угловой скорости и адаптивно перестраиваемого передаточного коэффициента К₂ по угловой скорости.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления существенно нестационарными беспилотными летательными аппаратами.

Известен способ формирования сигнала управления летательным аппаратом, в котором формируют сигналы задающего воздействия, сравнения, суммирования и измеряют сигналы угла и угловой скорости [1].

Недостатком известного способа является ограниченность функциональных возможностей в условиях нестационарности параметров летательного аппарата, вызванных изменениями скорости и высоты полета.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является способ формирования адаптивного сигнала управления угловым движением нестационарного летательного аппарата, заключающийся в том, что измеряют текущие сигналы углового положения и угловой скорости, задают опорный сигнал углового положения, формируют сигнал рассогласования между заданным сигналом и текущим сигналом углового положения, формируют сигнал управления, равный сумме компонент сигналов рассогласования и угловой скорости, для воздействия на исполнительное устройство [2].

Недостатком этого способа являются ограниченные функциональные возможности по устойчивости и точности, обусловленные отсутствием средств инвариантности для решения проблемы нестационарности летательного аппарата в условиях существенного изменения условий полета по скорости и высоте.

Решаемой в предложенном способе технической задачей является обеспечение инвариантности показателей качества процессов стабилизации и повышение точностных характеристик управления. Предложенным формированием способа обеспечивается адаптация параметров регулирующей части закона стабилизации и повышение устойчивости и качества в условиях широкого диапазона параметров летательного аппарата.

Указанный технический результат достигается тем, что в известный способ формирования адаптивного сигнала управления угловым движением нестационарного летательного аппарата, заключающийся в том, что измеряют текущие сигналы углового положения и угловой скорости, задают опорный сигнал углового положения, формируют сигнал рассогласования между заданным сигналом и текущим сигналом углового положения, формируют сигнал управления, равный сумме компонент сигналов рассогласования и угловой скорости, для воздействия на исполнительное устройство, дополнительно измеряют сигнал скоростного напора q, формируют сигнал адаптации посредством пропорционального масштабирования сигнала скоростного напора =Aq, А=const, где m - производная коэффициента эффективности по отклонению рулей; s и l - характерные геометрические параметры летательного аппарата - площадь и длина, сохраняя при этом значения _min=Aq_min при q<q_min и _max=Aq_max при q>q_max, где q_min и q_max - соответственно расчетные сигналы минимального и максимального значений скоростного напора, формируют сигнал адаптивно перестраиваемого передаточного коэффициента К₁ по рассогласованию, равный A₁=const, формируют сигнал адаптивно перестраиваемого передаточного коэффициента К ₂ по угловой скорости, равный К₂=А ₂К₁, A₂=const, при этом константы A₁, А ₂ определены по условиям устойчивости и качества переходных процессов, формируют компоненту сигнала рассогласования, равную произведению сигналов рассогласования и адаптивно перестраиваемого передаточного коэффициента К₁ по рассогласованию и формируют компоненту сигнала угловой скорости, равную произведению сигналов угловой скорости и адаптивно перестраиваемого передаточного коэффициента К₂ по угловой скорости.

Действительно, при этом обеспечивается отработка сигналов управления с максимальным качеством в широком диапазоне изменения высоты, скорости полета посредством введения средств адаптации и реализации адаптивного закона управления.

Рассмотрим обобщенное формирование предлагаемого способа формирования адаптивного сигнала управления угловым движением нестационарного летательного аппарата полностью на примере одного канала. Основные уравнения углового движения летательного аппарата, например, по [3] описываются в виде:

где а, в - динамические коэффициенты летательного аппарата по демпфированию и эффективности соответственно;

- угол;

- угловая скорость;

- угол отклонения рулевых поверхностей исполнительным устройством.

Закон управления, формирующий сигнал управления для исполнительного устройства, формируется в виде:

где - сигнал рассогласования:

здесь _зад - сигнал задающего воздействия;

К₁, К₂ - передаточные числа.

Приняв безинерционную отработку исполнительным устройством сигнала управления, т.е. положив из уравнений (1)÷(3), получаем описание процессов регулирования в замкнутом контуре (закон управления - летательный аппарат) в виде:

или

Характеристическое уравнение замкнутой системы управления в соответствии с (5) имеет вид:

Уравнение (6) позволяет оценить параметры закона управления (2) K₁ и К₂ с динамическими коэффициентами летательного аппарата а и в.

Для обеспечения требуемых характеристик устойчивости и качества необходимо обеспечить в процессе полета выполнение условий стабильности (инвариантности) коэффициентов характеристического уравнения, т.е.

В (7) коэффициент а, характеризующий собственное демпфирование летательного аппарата, достаточно мал, слабо изменяется и не является характерным, доминирующим в сравнении с параметром в К₂, определяющим демпфирование замкнутой системы управления в целом. Поэтому условия сохранения требуемых показателей устойчивости и качества, исходя из (7), могут быть определены как:

где в - коэффициент эффективности органов управления, равный, например, по [3]:

где m - производная коэффициента эффективности по отклонению рулей ;

s, l - характерные геометрические параметры летательного аппарата: площадь и длина;

J - момент инерции летательного аппарата;

q - скоростной напор:

здесь - плотность воздуха на текущей высоте полета, = (Н);

V - скорость полета.

Параметр m по текущему состоянию является, в основном, функцией числа Маха:

где а - скорость звука на текущей высоте полета; для аэродинамического летательного аппарата меняется в небольших пределах и может быть принята постоянной - осредняемой или максимальной для данной области высот. Этот коэффициент можно считать стабильным в окрестности балансировочных значений текущих углов летательного аппарата.

Момент инерции J для беспилотных летательных аппаратов также меняется незначительно. Это обстоятельство тем более корректно, что конструктивно изменение массы летательного аппарата за счет выгорания топлива изменяет и центровочные характеристики, обусловливая максимальное сохранение стабильности моментов инерции.

Таким образом, основной нестационарностью является скоростной напор q. Исходя из уравнений (8) и на основе уравнений (9)÷(11) с учетом изложенного, для обеспечения процессов адаптации необходимо сформировать функцию адаптации - обозначим ее как :

=Aq,

где А=const,

При этом для режимов с q, принадлежащих нерасчетным значениям q<q_min и q>q _max, величина принимается на соответствующих значениях, т.е. в целом

Из уравнений (8) получаем алгоритмы адаптации:

Наиболее точно достаточно сложные законы идентификации и адаптации на основе (12) могут быть реализованы благодаря применению средств БЦВМ. Сигналы функций идентификации и адаптации несложно реализуются алгоритмически; все звенья и блоки также могут быть реализованы на элементах автоматики и вычислительной техники, например, по [4, 5].

Предложенный способ формирования адаптивного сигнала управления угловым движением нестационарного летательного аппарата позволяет обеспечить инвариантность показателей качества и повысить точность управления в условиях широкого диапазона условий полета.

Источники информации

1. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов. Под ред. Г.С.Бюшгенса. М.: Наука. Физматлит, 1998, с.443.

2. Патент РФ №2251136, 24.12.02, кл. G05D 1/08.

3. А.А.Лебедев, Л.С.Чернобровкин. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1973, с.486.

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.