бортовая система угловой стабилизации для управления нестационарным летательным аппаратом

Формула изобретения

Бортовая система угловой стабилизации для управления нестационарным летательным аппаратом, содержащая датчик угла, датчик угловой скорости, последовательно соединенные задатчик угла и блок сравнения, второй вход которого соединен с выходом датчика угла, и последовательно соединенные сумматор и исполнительное устройство, отличающаяся тем, что она содержит задатчик опорного сигнала, последовательно соединенные датчик скоростного напора и блок деления, второй вход которого подключен к выходу задатчика опорного сигнала, первый блок умножения, первый вход которого соединен с выходом блока сравнения, второй - с выходом блока деления, а выход - с первым входом сумматора, и последовательно соединенные блок масштабирования, вход которого соединен с выходом блока деления, и второй блок умножения, второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости, а выход - со вторым входом сумматора.

Описание изобретения к патенту

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

Известна система автоматического управления летательным аппаратом (Л.А.), в которой содержится блок задающего воздействия, блок сравнения, суммирующий усилитель, датчики состояния и исполнительное устройство [1].

Недостатком известной системы управления является ограниченность функциональных возможностей в условиях нестационарности параметров летательного аппарата, вызванных изменениями скорости и высоты полета летательного аппарата.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является система управления летательным аппаратом, содержащая датчик угла, датчик угловой скорости, последовательно соединенные задатчик угла и блок сравнения, второй вход которого соединен с выходом датчика угла, и последовательно соединенные сумматор и исполнительное устройство [2].

Недостатком этой системы 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 предложенной системе управления технической задачей является обеспечение инвариантности показателей качества процессов стабилизации и повышение точностных характеристик управления. Предложенным построением системы управления обеспечивается адаптация параметров регулирующей части системы угловой стабилизации, повышение устойчивости и качества в условиях широкого диапазона параметров летательного аппарата.

Указанный технический результат достигается тем, что в известную систему стабилизации углового движения летательного аппарата, содержащую датчик угла, датчик угловой скорости, последовательно соединенные задатчик угла и блок сравнения, второй вход которого соединен с выходом датчика угла, и последовательно соединенные сумматор и исполнительное устройство, дополнительно введены задатчик опорного сигнала, последовательно соединенные датчик скоростного напора и блок деления, второй вход которого подключен к выходу задатчика опорного сигнала, первый блок умножения, первый вход которого соединен с выходом блока сравнения, второй - с выходом блока деления, а выход - с первым входом сумматора, и последовательно соединенные блок масштабирования, вход которого соединен с выходом блока деления, и второй блок умножения, второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости, а выход - со вторым входом сумматора.

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

Построение системы управления осуществляется следующим образом.

Уравнения углового движения летательного аппарата, например, по [3] описываются в виде

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

- угловое положение летательного аппарата;

- 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 безынерционную 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

Рассмотрим характеристическое уравнение замкнутой системы управления по системе уравнений (5):

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

Для обеспечения требуемых характеристик устойчивости и качества необходимо обеспечить в процессе полета выполнение условий постоянства (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 рулей ЛА;

s, l - характерные геометрические параметры ЛА;

J - момент инерции ЛА;

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 ЛА.

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 J const.

Таким образом, исходя из уравнений (8) и на основе уравнений (9)÷(11) с учетом изложенного, для обеспечения процессов адаптации необходимо идентифицировать параметр в и по нему сформировать функцию адаптации - обозначим ее как , т.е. пусть =в.

Тогда из уравнений (8) получаем алгоритмы адаптации:

Определяем в качестве Х скоростной напор q, т.е.

На основе изложенного рассматривается предлагаемая система стабилизации.

На чертеже представлена блок-схема системы угловой стабилизации для управления нестационарным летательным аппаратом.

Система управления содержит датчик угла 1 (ДУ), датчик угловой скорости 2 (ДУС), последовательно соединенные задатчик угла 3 (ЗУ) и блок сравнения 4 (БС), второй вход которого соединен с выходом датчика угла 1, последовательно соединенные сумматор 5 (С) и исполнительное устройство 6 (ИУ), задатчик опорного сигнала 7 (ЗОС), последовательно соединенные датчик скоростного напора 8 (ДСН) и блок деления 9 (БД), второй вход которого подключен к выходу задатчика опорного сигнала 7, первый блок умножения 10 (1БУ), первый вход которого соединен с выходом блока сравнения 4, второй - с выходом блока деления 9, а выход - с первым входом сумматора 5, и последовательно соединенные блок масштабирования 11 (БМ), вход которого соединен с выходом блока деления 9, и второй блок умножения 12 (2БУ), второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости 2, а выход - со вторым входом сумматора 5.

Летательный аппарат условно показан на чертеже пунктирной линией.

Система управления работает следующим образом.

Сигнал управления для подачи на исполнительное устройство 6 формируется датчиками и блоками 1, 2, 3, 4, 5, 10, 11, 12 по уравнениям (2) и (3), при этом сигнал угла снимается с датчика 1, сигнал угловой скорости снимается с датчика угловой скорости 2, сигнал задающего воздействия по крену _зад формируется задатчиком угла 3, а сигнал рассогласования ( = - _зад) формируется блоком сравнения 4. Адаптивные коэффициенты К₁ и К ₂ формируются на выходе блоков 9 и 11 соответственно по сигналу =q в соответствии с уравнением (12). Сигнал =q является сигналом идентификации, формируется датчиком скоростного напора 8. В первом блоке умножения 10 и во втором блоке умножения 12 формируются компоненты сигнала управления К₁ и К₂ в соответствии с уравнением (2).

Исполнительное устройство 6 отрабатывает суммарный управляющий сигнал , отклоняя рули на величину .

Сигналы функций идентификации и адаптации несложно реализуются на элементах автоматики и вычислительной техники, например, по [4, 5].

Предложенная система угловой стабилизации для управления нестационарным летательным аппаратом 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 г., 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.