RU2385263C1 - Method to automatically control helicopter angular position - Google Patents
Method to automatically control helicopter angular position Download PDFInfo
- Publication number
- RU2385263C1 RU2385263C1 RU2008149070/11A RU2008149070A RU2385263C1 RU 2385263 C1 RU2385263 C1 RU 2385263C1 RU 2008149070/11 A RU2008149070/11 A RU 2008149070/11A RU 2008149070 A RU2008149070 A RU 2008149070A RU 2385263 C1 RU2385263 C1 RU 2385263C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input
- adder
- output
- signal
- control
- Prior art date
Links
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Заявляемое изобретение относится к системам автоматического управления полетом вертолета, в частности к системам автоматического управления угловым положением вертолета по крену и тангажу, использующим комбинированную систему управления КСУ, содержащую систему дистанционного управления СДУ и систему автоматического управления САУ.The claimed invention relates to automatic control systems for helicopter flight, in particular to systems for automatic control of the angular position of the helicopter in roll and pitch, using a combined control system of KSU containing a remote control system of the CDS and an automatic control system of self-propelled guns.
Известны системы автоматического управления угловым положением вертолета, описанные, в частности, в патентах: RU 2150137 С1, 27.05.2000; RU 2204504 C1, 20.05.2003; RU 2220073 C1, 27.12.2003; US 6128554 A от 03.10.2000 г., RU 2282562 C1, 27.08.2006, US 6128554 A, 03.10.2000 и в книге С.М.Федорова и др. Автоматизированное управление полетом воздушных судов. - М.: Транспорт, 1992, с.228, 229, 236, рис.12.2, 12.5, 12.10.Known systems for automatically controlling the angular position of a helicopter are described, in particular, in patents: RU 2150137 C1, 05.27.2000; RU 2204504 C1, 05.20.2003; RU 2220073 C1, 12/27/2003; US 6128554 A dated 03.10.2000, RU 2282562 C1, 08.27.2006, US 6128554 A, 03.10.2000 and in the book of S.M. Fedorov et al. Automated flight control of aircraft. - M .: Transport, 1992, p. 228, 229, 236, fig. 12.2, 12.5, 12.10.
К недостаткам известных систем автоматического управления угловым положением вертолета следует отнести тот факт, что они не обеспечивают важнейших характеристик управляемости: устойчивости по скорости вертолета, постоянства градиентов и управления по крену и тангажу, а также максимальных располагаемых значений углов крена и тангажа в зависимости от скорости полета.The disadvantages of the known systems for automatic control of the angular position of the helicopter include the fact that they do not provide the most important characteristics of controllability: helicopter speed stability, constancy of gradients and roll and pitch control, as well as the maximum available roll and pitch angles depending on the flight speed.
Наиболее близкой по технической сущности к заявляемой является система автоматического управления угловым положением вертолета, в частности по крену, представленная в книге С.М.Федорова и др. Автоматизированное управление полетом воздушных судов. - М.: Транспорт, 1992, с.236, рис.12.10.Closest to the technical nature of the claimed is a system for automatic control of the angular position of the helicopter, in particular roll, presented in the book by S.M. Fedorov and others. Automated flight control of aircraft. - M.: Transport, 1992, p. 236, fig. 12.10.
Однако данной системе автоматического управления угловым положением вертолета присущи недостатки, описанные выше, не позволяющие обеспечить важнейших характеристик управляемости, а именно устойчивости по скорости вертолета, постоянства градиентов управления и и максимальных располагаемых значений углов крена и тангажа во всем диапазоне изменения скоростей полета.However, this system of automatic control of the angular position of the helicopter has the disadvantages described above, which do not allow to provide the most important characteristics of controllability, namely stability in helicopter speed, constancy of control gradients and and the maximum available angles of pitch and pitch over the entire range of flight speeds.
Целью изобретения является устранение указанных недостатков и обеспечение устойчивости по скорости вертолета, а также постоянства градиентов управления и и максимальных значений углов крена и тангажа вертолета во всем диапазоне изменения скоростей полета.The aim of the invention is to remedy these disadvantages and ensure stability in helicopter speed, as well as the constancy of control gradients and and the maximum values of the angle of heel and pitch of the helicopter in the entire range of changes in flight speeds.
Поставленная цель достигается за счет того, что в систему автоматического управления угловым положением вертолета, содержащую датчик угла, датчик положения ручки управления, датчик угловой скорости, последовательно соединенные первый сумматор, первый вход которого соединен с выходом датчика положения ручки управления, а второй вход соединен с выходом датчика угловой скорости, и привод, второй сумматор, последовательно соединенные третий сумматор, первый вход которого соединен с выходом датчика угла, четвертый сумматор, пятый сумматор и ограничитель, выход которого соединен со вторым входом привода, дополнительно введены интегрирующее устройство, нелинейный элемент с зоной нечувствительности и ограничением, электронный автотриммер и запоминающее устройство, причем первый вход интегрирующего устройства соединен с выходом третьего сумматора, а выход - со вторым входом четвертого сумматора, выход которого соединен через нелинейный элемент с зоной нечувствительности и ограничением со вторым входом интегрирующего устройства, а через электронный автотриммер - с третьим входом интегрирующего устройства, выход электронного автотриммера соединен также со вторым входом пятого сумматора, кроме того, первый вход второго сумматора соединен с выходом датчика положения ручки управления, второй, инвертирующий, вход соединен с выходом запоминающего устройства, вход которого соединен с выходом датчика положения ручки, а выход второго сумматора соединен со вторым входом третьего сумматора и с третьим, инвертирующим, входом пятого сумматора.This goal is achieved due to the fact that in the automatic control system of the angular position of the helicopter, containing an angle sensor, a position sensor of the control handle, an angular velocity sensor, a first adder connected in series, the first input of which is connected to the output of the position sensor of the control handle, and the second input is connected to the output of the angular velocity sensor, and the drive, the second adder, connected in series to the third adder, the first input of which is connected to the output of the angle sensor, the fourth adder, fifth adder and a limiter, the output of which is connected to the second input of the drive, an integrator, a nonlinear element with a dead zone and a restriction, an electronic auto trimmer and a storage device, the first input of the integrating device connected to the output of the third adder, and the output to the second input of the fourth adder, the output of which is connected through a nonlinear element with a deadband and restriction to the second input of the integrating device, and through an electronic auto trimmer, to the third the input of the integrating device, the output of the electronic auto-trimmer is also connected to the second input of the fifth adder, in addition, the first input of the second adder is connected to the output of the control stick position sensor, the second inverting input is connected to the output of the storage device, the input of which is connected to the output of the handle position sensor, and the output of the second adder is connected to the second input of the third adder and to the third, inverting, input of the fifth adder.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена блок-схема заявляемой системы автоматического управления угловым положением вертолета.The invention is illustrated in the drawing, which shows a block diagram of the inventive system of automatic control of the angular position of the helicopter.
Система содержит датчик 1 угла (крена γ или тангажа ϑ), датчик 2 положения ручки управления, датчик 3 угловой скорости (ωγ или ωυ), первый сумматор 4, привод 5, второй сумматор 6, третий сумматор 7, четвертый сумматор 8, пятый сумматор 9, ограничитель 10, интегрирующее устройство 11, нелинейный элемент 12 с зоной нечувствительности и ограничением, электронный автотриммер 13 и запоминающее устройство 14.The system comprises an angle sensor 1 (roll γ or pitch ϑ), a control stick position sensor 2, an angular velocity sensor 3 (ω γ or ω υ ), a first adder 4, a drive 5, a second adder 6, a third adder 7, a fourth adder 8, fifth adder 9, limiter 10, integrating device 11, non-linear element 12 with deadband and restriction, electronic auto trimmer 13 and storage device 14.
При воздействии летчика на ручку управления на выходе датчика 2 положения ручки управления формируется сигнал ХР, поступающий на первый вход первого сумматора 4, на второй вход которого поступает демпфирующий сигнал с датчика 3 угловой скорости (ωγ или ωυ). Суммарный сигнал с выхода первого сумматора 4, являющийся управляющим сигналом системы дистанционного управления СДУ, подают на первый вход привода 5. Сигнал с датчика 2 положения ручки подают также в систему автоматического управления САУ, а именно на первый вход второго сумматора 6 и через запоминающее устройство 14, фиксирующее значение данного сигнала в момент включения режима «ручка-угол», на второй, инвертирующий, вход данного сумматора.When the pilot acts on the control stick at the output of the position sensor 2 of the control stick, a signal X P is generated, which arrives at the first input of the first adder 4, the second input of which receives a damping signal from the angular velocity sensor 3 (ω γ or ω υ ). The total signal from the output of the first adder 4, which is the control signal of the remote control system of the CDS, is fed to the first input of the drive 5. The signal from the handle position sensor 2 is also sent to the automatic control system of the self-propelled guns, namely, to the first input of the second adder 6 and through the storage device 14 , fixing the value of this signal at the moment of switching on the “handle-angle” mode, to the second, inverting, input of this adder.
Сигнал с выхода второго сумматора 6 подают на второй вход третьего сумматора 7, на первый вход которого поступает сигнал с датчика 1 угла (γ или ϑ). Сигнал с выхода третьего сумматора 7 подают на первый вход четвертого сумматора 8 и через интегрирующее устройство 11 - на второй вход четвертого сумматора 8. Принимая во внимание, что КСУ состоит из высоконадежной, например, четырехкратно резервированной, СДУ и менее надежной, например, дублированной САУ, для обеспечения отказобезопасности управляющий сигнал с четвертого сумматора 8 динамически ограничивают с использованием нелинейного элемента 12 с зоной нечувствительности и ограничением, вход которого соединен с выходом четвертого сумматора 8, а выход - со вторым входом интегрирующего устройства 11.The signal from the output of the second adder 6 is fed to the second input of the third adder 7, the first input of which receives a signal from the angle sensor 1 (γ or ϑ). The signal from the output of the third adder 7 is fed to the first input of the fourth adder 8 and through the integrating device 11 to the second input of the fourth adder 8. Taking into account that the KSU consists of highly reliable, for example, four times redundant, CDS and less reliable, for example, duplicated ACS , to ensure fail-safety, the control signal from the fourth adder 8 is dynamically limited using a nonlinear element 12 with a deadband and a limit, the input of which is connected to the output of the fourth sum ator 8, and the output with the second input of the integrating device 11.
В случае если величина входного сигнала нелинейного элемента 12 с зоной нечувствительности и ограничением по абсолютной величине больше зоны нечувствительности, на второй вход интегрирующего звена поступает сигнал, по которому на каждом шаге интегрирования на выходе интегрирующего устройства 11 выставляются начальные условия, ограничивающие величину сигнала четвертого сумматора 8. Отметим, что при изменении скорости полета изменяется балансировка органов управления вертолета, которая будет в данной системе осуществляться с использованием интегрирующего устройства 11, при этом, при ненулевых балансировочных значениях органов управления, в системе величины сигналов, соответствующие максимальным значениям положительных и отрицательных углов, будут не одинаковые. Для устранения данного недостатка в системе используется электронный автотриммер 13, который обнуляет поступающий на его вход сигнал четвертого сумматора 8. Электронный автотриммер может быть реализован, например, в виде интегрирующего устройства с импульсным регулированием скорости. Для того, чтобы электронный автотриммер 13 не влиял на динамические характеристики системы, сигнал по скорости перемещения с первого его выхода подают на третий вход интегрирующего устройства 12. Сигнал со второго выхода, осуществляющий перебалансировку вертолета и обнуление сигнала четвертого сумматора 8, подают на второй вход пятого сумматора 9. На первый вход данного сумматора подают сигнал с четвертого сумматора 8, а на третий, инвертирующий, вход подают сигнал рассогласования между текущим значением датчика 2 положения ручки управления и значением, соответствующим моменту включения режима управления угловым положением вертолета «ручка-угол». Данный сигнал компенсирует дополнительное относительно балансировочного значения перемещение органов управления от отклонения ручки управления в СДУ. Сигнал управления САУ с выхода пятого сумматора 9 через ограничитель 10 подают на второй вход привода и осуществляют автоматическое управление угловыми положениями вертолета.If the value of the input signal of the nonlinear element 12 with the dead band and the absolute value constraint is greater than the dead band, the signal is received at the second input of the integrating link, according to which, at each integration step, the initial conditions are set at the output of the integrating device 11, limiting the value of the signal of the fourth adder 8 Note that when the flight speed changes, the balancing of the helicopter controls changes, which will be carried out in this system using the use of the integrating device 11, in this case, with non-zero balancing values of the controls in the system, the signal values corresponding to the maximum values of positive and negative angles will not be the same. To eliminate this drawback, the system uses an electronic auto-trimmer 13, which resets the signal of the fourth adder 8. The electronic auto-trimmer can be implemented, for example, in the form of an integrating device with pulse speed control. In order that the electronic auto-trimmer 13 does not affect the dynamic characteristics of the system, the signal according to the speed of movement from its first output is fed to the third input of the integrating device 12. The signal from the second output, rebalancing the helicopter and zeroing the signal of the fourth adder 8, is fed to the second input of the fifth adder 9. A signal from the fourth adder 8 is supplied to the first input of this adder, and a mismatch signal between the current value of the control position sensor 2 is supplied to the third inverting input. I and the value corresponding to the moment of switching on the control mode for the angular position of the handle-angle helicopter. This signal compensates for additional relative to the balancing value movement of the controls from the deviation of the control knob in the CDS. The control signal of the self-propelled guns from the output of the fifth adder 9 through the limiter 10 is fed to the second input of the drive and the angular positions of the helicopter are automatically controlled.
Для реализации заявляемой системы автоматического управления угловым положением вертолета не требуется специального оборудования. В системе могут быть использованы стандартные датчики угловых скоростей, углов и положения ручки управления, выпускаемые промышленностью. Функции вычислителей (сумматоров, интегрирующего устройства и т.д.) могут быть реализованы с помощью БЦВМ.To implement the inventive system of automatic control of the angular position of the helicopter does not require special equipment. The system can be used with standard sensors of angular velocities, angles and positions of the control knob, manufactured by the industry. The functions of calculators (adders, integrating devices, etc.) can be implemented using a digital computer.
Как показали результаты моделирования системы КСУ-А для вертолета «АНСАТ», при использовании данного технического решения обеспечивается устойчивость по скорости вертолета, а также постоянство градиентов управления и и максимальных значений углов крена и тангажа вертолета во всем диапазоне изменения скоростей полета.As shown by the results of the simulation of the KSU-A system for the ANSAT helicopter, using this technical solution ensures helicopter speed stability as well as constancy of control gradients and and the maximum values of the angle of heel and pitch of the helicopter in the entire range of changes in flight speeds.
Таким образом, предлагаемая система автоматического управления угловым положением вертолета реализуема и применима для широкого класса вертолетов, в частности типа «АНСАТ».Thus, the proposed automatic control system for the angular position of the helicopter is realizable and applicable for a wide class of helicopters, in particular the ANSAT type.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008149070/11A RU2385263C1 (en) | 2008-12-15 | 2008-12-15 | Method to automatically control helicopter angular position |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008149070/11A RU2385263C1 (en) | 2008-12-15 | 2008-12-15 | Method to automatically control helicopter angular position |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2385263C1 true RU2385263C1 (en) | 2010-03-27 |
Family
ID=42138362
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008149070/11A RU2385263C1 (en) | 2008-12-15 | 2008-12-15 | Method to automatically control helicopter angular position |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2385263C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106444807A (en) * | 2016-09-29 | 2017-02-22 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | Compound attitude control method of grid rudder and lateral jet |
-
2008
- 2008-12-15 RU RU2008149070/11A patent/RU2385263C1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Федоров С.М. и др. Автоматизированное управление полетом воздушных судов. - М.: Транспорт, 1992, стр.228, 229, 236, рис.12.2, 12.5, 12.10. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106444807A (en) * | 2016-09-29 | 2017-02-22 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | Compound attitude control method of grid rudder and lateral jet |
CN106444807B (en) * | 2016-09-29 | 2019-04-12 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | A kind of compound attitude control method of grid rudder and Lateral jet |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7437223B2 (en) | Heading reference command and control algorithm and cueing systems and methods for aircraft turn-to-target maneuvers | |
Bhargavapuri et al. | Robust nonlinear control of a variable-pitch quadrotor with the flip maneuver | |
US7427046B2 (en) | Optimized method of controlling yaw for rotary-wing aircraft, and a system for implementing it | |
CN103760905B (en) | Based on fuzzy feedforward list rotor unmanned helicopter attitude nonlinear robust control method | |
CN103502096B (en) | The system and method for the thrust that a kind of driving engine for limiting the multiengined aeroplane operated in the asymmetric situation of thrust produces | |
CN107943070B (en) | Method for controlling active disturbance rejection flight speed and attitude of unmanned helicopter | |
US20170210466A1 (en) | Initial rotor state compensation for a rotorcraft | |
Grande et al. | Experimental validation of Bayesian nonparametric adaptive control using Gaussian processes | |
US9085371B2 (en) | Automatic throttle roll angle compensation | |
US10329013B2 (en) | Steady state differential roll moment control with automated differential lateral control | |
CN109383781B (en) | System and method for approaching hover of rotorcraft | |
RU2385263C1 (en) | Method to automatically control helicopter angular position | |
RU2387578C1 (en) | System for automatic control of highly-maneuverable aircraft flight | |
Hrečko et al. | Bicopter stabilization based on IMU sensors | |
RU2385264C1 (en) | Method to automatically control helicopter angular position | |
Jin et al. | L1 adaptive dynamic inversion controller for an X-wing tail-sitter MAV in hover flight | |
RU2385823C1 (en) | Automatic flight control method of high-performance aircraft | |
US7627403B2 (en) | Bias correcting phase compensating rate limiter | |
RU2372250C1 (en) | Method of automatic control of highly-maneuverable aircraft | |
RU2383466C1 (en) | Highly-maneuverable aircraft cross-range maneuvering automatic control system | |
RU2434785C1 (en) | Aircraft pitch angle bank angular speed limiting automatic control system | |
RU2339989C1 (en) | Longitudinal control automatic machine | |
US20140365042A1 (en) | Method and System for Aircraft Speed Control | |
RU2344460C1 (en) | Method of longitudinal control of airplane | |
RU2503585C1 (en) | Aircraft bank angle bank and angular speed limiting automatic control system |