RU2338235C1 - Способ формирования адаптивного сигнала управления угловым движением нестационарного летательного аппарата - Google Patents
Способ формирования адаптивного сигнала управления угловым движением нестационарного летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2338235C1 RU2338235C1 RU2007115860/28A RU2007115860A RU2338235C1 RU 2338235 C1 RU2338235 C1 RU 2338235C1 RU 2007115860/28 A RU2007115860/28 A RU 2007115860/28A RU 2007115860 A RU2007115860 A RU 2007115860A RU 2338235 C1 RU2338235 C1 RU 2338235C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- signal
- generating
- angular velocity
- mismatch
- equal
- Prior art date
Links
Landscapes
- Feedback Control In General (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в бортовых системах автоматического управления существенно нестационарными беспилотными летательными аппаратами. Технической результат - обеспечение инвариантности показателей качества процессов стабилизации и повышение точности управления. Для достижения данного результата 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. Измеряют сигнал скоростного напора и формируют сигнал адаптации посредством пропорционального масштабирования сигнала скоростного напора.
Description
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 λ посредством пропорционального масштабирования сигнала скоростного напора λ=Aq, А=const, где mδ - производная коэффициента эффективности по отклонению рулей; s и l - характерные геометрические параметры летательного аппарата - площадь и длина, сохраняя при этом значения λmin=Aqmin при q<qmin и λmax=Aqmax при q>qmax, где qmin и qmax - 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 К2 по угловой скорости, равный К2=А2К1, A2=const, при этом константы A1, А2 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;
φ - угол;
ωφ - угловая скорость;
δ - угол отклонения рулевых поверхностей исполнительным устройством.
Закон управления, формирующий сигнал управления для исполнительного устройства, формируется в виде:
где Δφ - сигнал рассогласования:
здесь φзад - сигнал задающего воздействия;
К1, К2 - передаточные числа.
Приняв безинерционную отработку исполнительным устройством сигнала управления, т.е. положив δ≡σ 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 mδ - производная коэффициента эффективности по отклонению рулей δ;
s, l - характерные геометрические параметры летательного аппарата: площадь и длина;
J - момент инерции летательного аппарата;
q - скоростной напор:
здесь ρ - плотность воздуха на текущей высоте полета, ρ=ρ(Н);
V - скорость полета.
Параметр mδ 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 λ:
λ=Aq,
При этом для режимов с q, принадлежащих нерасчетным значениям q<qmin и q>qmax, величина λ 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.
Claims (1)
- 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 λ посредством пропорционального масштабирования сигнала скоростного напора λ=Aq,где mδ - производная коэффициента эффективности по отклонению рулей, s и l - характерные геометрические параметры летательного аппарата - площадь и длина, сохраняя при этом значения λmin=Aqmin при q<qmin и λmax=Aqmax при q>qmax, где qmin и qmax - 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 К2 по угловой скорости, равный К2=А2К1, A2=const, при этом константы A1, А2 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.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007115860/28A RU2338235C1 (ru) | 2007-04-27 | 2007-04-27 | Способ формирования адаптивного сигнала управления угловым движением нестационарного летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007115860/28A RU2338235C1 (ru) | 2007-04-27 | 2007-04-27 | Способ формирования адаптивного сигнала управления угловым движением нестационарного летательного аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2338235C1 true RU2338235C1 (ru) | 2008-11-10 |
Family
ID=40230442
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007115860/28A RU2338235C1 (ru) | 2007-04-27 | 2007-04-27 | Способ формирования адаптивного сигнала управления угловым движением нестационарного летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2338235C1 (ru) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2460113C1 (ru) * | 2011-03-02 | 2012-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Способ формирования интегрального адаптивного сигнала стабилизации планирующего движения беспилотного летательного аппарата и устройство для его осуществления |
RU2469373C1 (ru) * | 2012-01-31 | 2012-12-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Способ формирования цифроаналогового адаптивного сигнала управления для бортовых систем управления угловым движением беспилотных летательных аппаратов и устройство для его осуществления |
RU2487052C1 (ru) * | 2011-11-09 | 2013-07-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Способ формирования сигнала управления системой стабилизации беспилотного летательного аппарата |
RU2569580C2 (ru) * | 2013-11-12 | 2015-11-27 | Государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московской области "Международный университет природы, общества и человека "Дубна", (Университет "Дубна") | Способ формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации углового движения летательного аппарата и устройство для его осуществления |
RU2600025C2 (ru) * | 2014-10-22 | 2016-10-20 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Способ адаптивного управления самолетом по крену |
-
2007
- 2007-04-27 RU RU2007115860/28A patent/RU2338235C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов. Под ред. Бюшгенса Г.С. М.: Наука. Физматлит, 1998, с.443. * |
Лебедев А.А., Чернобровкин Л.С. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов, М.: Машиностроение, 1973, с.486. Михалев И.А. и др. Системы автоматического управления самолетом. М.: Машиностроение, 1987, с.174. * |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2460113C1 (ru) * | 2011-03-02 | 2012-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Способ формирования интегрального адаптивного сигнала стабилизации планирующего движения беспилотного летательного аппарата и устройство для его осуществления |
RU2487052C1 (ru) * | 2011-11-09 | 2013-07-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Способ формирования сигнала управления системой стабилизации беспилотного летательного аппарата |
RU2469373C1 (ru) * | 2012-01-31 | 2012-12-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Способ формирования цифроаналогового адаптивного сигнала управления для бортовых систем управления угловым движением беспилотных летательных аппаратов и устройство для его осуществления |
RU2569580C2 (ru) * | 2013-11-12 | 2015-11-27 | Государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московской области "Международный университет природы, общества и человека "Дубна", (Университет "Дубна") | Способ формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации углового движения летательного аппарата и устройство для его осуществления |
RU2600025C2 (ru) * | 2014-10-22 | 2016-10-20 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Способ адаптивного управления самолетом по крену |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7641152B2 (en) | Dynamic adjustment of wing surfaces for variable camber | |
CN107807663B (zh) | 基于自适应控制的无人机编队保持控制方法 | |
RU2338235C1 (ru) | Способ формирования адаптивного сигнала управления угловым движением нестационарного летательного аппарата | |
CN105022403B (zh) | 滑翔飞行器的纵向轨迹控制增益的确定方法 | |
US20150360789A1 (en) | Method and device for controlling at least one actuator control system of an aircraft, associated computer program product and aircraft | |
RU2391694C1 (ru) | Бортовая цифроаналоговая адаптивная система управления летательным аппаратом | |
CN114020019A (zh) | 飞行器的制导方法与装置 | |
RU2338236C1 (ru) | Бортовая система угловой стабилизации для управления нестационарным летательным аппаратом | |
Ansari et al. | Retrospective cost adaptive control of generic transport model under uncertainty and failure | |
CN114637203B (zh) | 一种针对中高速、大机动无人机的飞行控制*** | |
Regan et al. | mAEWing2: Initial Flight Test and System Identification of a Flexible UAV | |
Farooq et al. | Path following of optimal trajectories using preview control | |
Liu et al. | Application of the improved incremental nonlinear dynamic inversion in fixed-wing UAV flight tests | |
CN111007867B (zh) | 一种可预设调整时间的高超声速飞行器姿态控制设计方法 | |
RU86326U1 (ru) | Бортовая цифроаналоговая адаптивная система управления летательным аппаратом | |
CN107870563A (zh) | 一种旋转弹全阶反馈控制器的插值增益调度方法 | |
CN113492971B (zh) | 飞行装置及其控制方法和控制装置 | |
CN113568418A (zh) | 一种应用于复合制导飞行器的滚转稳定控制方法及其*** | |
CN105987652A (zh) | 姿态角速率估算***及应用其的弹药 | |
CN114646238B (zh) | 飞行体状态感知自适应方案弹道跟踪方法 | |
CN113064443B (zh) | 增益在线调整方法及使用其的阻尼回路控制方法 | |
RU75066U1 (ru) | Устройство формирования сигналов управления рулями симметричной ракеты | |
Wang et al. | Design and Simulation Verification of Aircraft Altitude Control Based on Hybrid Algorithm | |
CN114754628B (zh) | 基于落点预测和虚拟跟踪的飞行体弹道控制方法 | |
RU2764322C1 (ru) | Способ минимизации средней высоты полета летательного аппарата, движущегося вблизи неровной поверхности, и устройство для его осуществления |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200428 |