RU2569580C2 - Method of formation of adaptive signal of control and stabilisation of angular movement of aircraft, and device for its implementation - Google Patents

Abstract

FIELD: instrument making.

SUBSTANCE: device of formation of adaptive signal of control and stabilisation of angular movement of aircraft additionally contain a functional limiter of impact air pressure signal, first, second and third dividers, they form gear ratios according to unbalance signal, angular speed signal and integrated component signal, they are inversely proportional to adaptation signal, and first, second and third multipliers.

EFFECT: increased accuracy of control of aircraft.

2 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области бортовых систем автоматического управления существенно нестационарными беспилотными летательными аппаратами (ЛА).The invention relates to the field of on-board automatic control systems for substantially unsteady unmanned aerial vehicles (LA).

Известны способы и системы управления и стабилизации углового положения ЛА. Например, «Способ формирования адаптивного сигнала управления угловым движением нестационарного летательного аппарата» (Патент РФ 2338235, опубликовано 10.11.2008, дата подачи заявки 27.04.2007) [1]. В этом способе 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. Измеряют сигнал скоростного напора и формируют сигнал адаптации посредством пропорционального масштабирования сигнала скоростного напора.Known methods and systems for controlling and stabilizing the angular position of the aircraft. For example, “A method for generating an adaptive signal for controlling the angular motion of an unsteady aircraft” (RF Patent 2338235, published November 10, 2008, the filing date of April 27, 2007) [1]. In this method, the reference signal of the angular position is set, a mismatch signal is generated between the predetermined signal and the current signal of the angular position. A control signal is generated equal to the sum of the components of the mismatch signals and the angular velocity. The pressure head signal is measured and an adaptation signal is generated by proportionally scaling the speed head signal.

Недостатками этого способа, служащего аналогом, являются ограниченность функциональных возможностей управления в связи с отсутствием интегральной компоненты в законе управления ЛА.The disadvantages of this method, which serves as an analogue, are the limited functionality of the control due to the lack of an integral component in the control law of an aircraft.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению, выбранный в качестве прототипа, является «Способ формирования интегрального адаптивного сигнала стабилизации планирующего движения беспилотного летательного аппарата и устройство для его осуществления» (Патент РФ 2460113, опубликовано 27.08.2012, бюллетень №24, дата подачи заявки 02.03.2011) [2].Closest to the proposed invention, selected as a prototype, is the "Method of forming an integrated adaptive signal for stabilizing the planning movement of an unmanned aerial vehicle and a device for its implementation" (RF Patent 2460113, published 08.27.2012, Bulletin No. 24, filing date 02.03.2011 ) [2].

Способ по [2] состоит в том, что задают сигнал управления, измеряют сигналы углового положения и угловой скорости, формируют сигнал рассогласования между заданным сигналом управления и измеренным сигналом углового положения, усиливают сигналы рассогласования и угловой скорости, формируют сигнал суммы усиленных сигналов рассогласования и угловой скорости, формируют сигнал интегральной компоненты интегрированием логически управляемого сигнала рассогласования, масштабируют сигнал интегральной компоненты, ограничивают масштабированный сигнал интегральной компоненты и суммируют сигнал суммы усиленных сигналов рассогласования и угловой скорости с ограниченным масштабированным сигналом интегральной компоненты, измеряют и масштабируют сигнал скоростного напора, при этом ограничение масштабированного сигнала интегральной компоненты формируют с уровнем в обратно пропорциональной зависимости от масштабированного измеренного сигнала скоростного напора, задают опорный сигнал, формируют сигнал модульной функции от сигнала интегральной компоненты, формируют сигнал логического управления отличным от нуля при превышении сигнала модульной функции над заданным опорным сигналом и при одинаковых по знаку сигналах рассогласования и интегральной компоненты и равным нулю при сигнале модульной функции, меньшем или равном заданному опорному сигналу, формируют логически управляемый сигнал рассогласования равным сигналу рассогласования при сигнале логического управления, равном нулю, и формируют выходной сигнал управления путем ограничения суммированного сигнала.The method according to [2] consists in setting the control signal, measuring the signals of the angular position and the angular velocity, generating a mismatch signal between the predetermined control signal and the measured signal of the angular position, amplifying the mismatch signals and the angular velocity, generating a signal of the sum of the amplified mismatch signals and the angular speeds, form the signal of the integral component by integrating a logically controlled error signal, scale the signal of the integral component, limit the scaled nth signal of the integral component and summing the signal of the sum of the amplified mismatch and angular velocity signals with a limited scaled signal of the integral component, measuring and scaling the pressure signal, the restriction of the scaled signal of the integral component is formed with the level inversely proportional to the scaled measured signal of the pressure head, set reference signal, form a signal of a modular function from the signal of the integral component, form a signal logic control other than zero when the modular function signal exceeds the specified reference signal and when the mismatch signals and the integral component are identical in sign and equal to zero when the modular function signal is less than or equal to the specified reference signal, a logically controlled mismatch signal is formed equal to the mismatch signal for the logical signal control equal to zero, and form the control output signal by limiting the summed signal.

Устройство для осуществления изложенного выше способа формирования интегрального адаптивного сигнала стабилизации планирующего движения беспилотного летательного аппарата содержит измеритель угла, измеритель угловой скорости, последовательно соединенные задатчик сигнала управления, элемент сравнения, второй вход которого соединен с выходом измерителя угла, суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом измерителя угловой скорости, сумматор и ограничитель сигнала, выход которого является выходом устройства, последовательно соединенные задатчик опорного сигнала, логический блок сравнения, второй вход которого соединен с выходом элемента сравнения, а третий вход - с выходом интегрирующего усилителя, управляемый ключ, сигнальный вход которого также соединен с выходом элемента сравнения, интегрирующий усилитель и формирователь сигнала модульной функции, выход которого соединен с четвертым входом логического блока сравнения, и последовательно соединенные датчик скоростного напора, масштабный усилитель и функциональный нелинейный элемент с управляемым ограничением, выход которого подключен ко второму входу сумматора, а второй вход соединен с выходом интегрирующего усилителя.A device for implementing the above method of generating an integrated adaptive signal for stabilizing the planning movement of an unmanned aerial vehicle comprises an angle meter, an angular velocity meter, serially connected control signal adjuster, a comparison element, the second input of which is connected to the output of the angle meter, a summing amplifier, the second input of which is connected to the output of the angular velocity meter, the adder and signal limiter, the output of which is the output of the device, after well-connected reference signal master, a logic comparison unit, the second input of which is connected to the output of the comparison element, and the third input is connected to the output of the integrating amplifier, a controlled key, the signal input of which is also connected to the output of the comparison element, the integrating amplifier and signal generator of the modular function, output which is connected to the fourth input of the comparison logic unit, and in series connected to a pressure head sensor, a large-scale amplifier and a functional nonlinear element with control limitation, the output of which is connected to the second input of the adder, and the second input is connected to the output of the integrating amplifier.

Существенными признаками прототипа-способа, совпадающими с существенными признаками предлагаемого технического решения, являются следующие. Задание сигнала управления, измерение сигналов углового положения и угловой скорости, формирование сигнала рассогласования между заданным сигналом управления и измеренным сигналом углового положения, формирование сигнала интегральной компоненты интегрированием логически управляемого сигнала рассогласования, измерение сигнала скоростного напора, задание опорного сигнала, формирование сигнала модульной функции от сигнала интегральной компоненты, формирование сигнала логического управления отличным от нуля при превышении сигнала модульной функции над заданным опорным сигналом и при одинаковых знаках сигнала рассогласования и сигнала интегральной компоненты и равным нулю при сигнале модульной функции, меньшем или равном заданному опорному сигналу, формирование логически управляемого сигнала рассогласования равным сигналу рассогласования при сигнале логического управления, равном нулю, и формирование выходного сигнала управления ограничением суммарного сигнала.The essential features of the prototype method, coinciding with the essential features of the proposed technical solution, are the following. Setting a control signal, measuring angular position and angular velocity signals, generating a mismatch signal between a given control signal and a measured angular position signal, generating an integral component signal by integrating a logically controlled mismatch signal, measuring a pressure head signal, setting a reference signal, generating a modular signal from a signal integral component, the formation of a logical control signal other than zero when the signal is exceeded modular function over a given reference signal and with the same signs of the mismatch signal and the signal of the integral component and equal to zero when the modular function signal is less than or equal to the specified reference signal, the formation of a logically controlled mismatch signal equal to the mismatch signal for the logical control signal equal to zero, and the formation of the output signal control limit the total signal.

Существенными признаками прототипа-устройства, совпадающими с существенными признаками предлагаемого технического решения, являются следующие: измеритель углового положения, измеритель угловой скорости и интегрирующий усилитель, последовательно соединенные задатчик сигнала управления, элемент сравнения, второй вход которого соединен с выходом измерителя углового положения, последовательно соединенные сумматор и ограничитель сигнала, выход которого является выходом устройства, датчик скоростного напора, последовательно соединенные задатчик опорного сигнала, логический блок сравнения, второй вход которого соединен с выходом элемента сравнения, а третий вход - с выходом интегрирующего усилителя, управляемый ключ, сигнальный вход которого соединен с выходом элемента сравнения, интегрирующий усилитель и формирователь сигнала модульной функции, выход которого подключен к четвертому входу логического блока сравнения.The essential features of the prototype device that coincide with the essential features of the proposed technical solution are the following: an angular position meter, an angular velocity meter and an integrating amplifier, serially connected control signal adjuster, a comparison element, the second input of which is connected to the output of the angular position meter, serially connected to the adder and a signal limiter, the output of which is the output of the device, a pressure head sensor, connected in series reference signal setter, logic comparison unit, the second input of which is connected to the output of the comparison element, and the third input is connected to the output of the integrating amplifier, a controlled key whose signal input is connected to the output of the comparison element, the integrating amplifier and signal generator of the modular function, the output of which is connected to the fourth input of the logical comparison unit.

Недостатками способа и устройства, принятого за прототип, являются ограниченность функциональных возможностей управления и невысокая точность в условиях существенной нестационарности динамических характеристик ЛА, обусловленной изменениями высоты и скорости полета.The disadvantages of the method and device adopted for the prototype are the limited control capabilities and low accuracy in conditions of significant non-stationary dynamic characteristics of the aircraft, due to changes in altitude and speed.

Решаемой в предлагаемом техническом решении (способе и устройстве) задачей является расширение функциональных возможностей управления летательным аппаратом и повышение точности управления в условиях широкого диапазона изменения высоты и скорости полета ЛА и действия в полете возмущающих факторов.Solved in the proposed technical solution (method and device), the task is to expand the control capabilities of the aircraft and increase the accuracy of control in a wide range of changes in aircraft altitude and flight speed and in flight disturbing factors.

Для решения этой задачи в способе формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации углового движения летательного аппарата, включающем задание сигнала управления, измерение сигнала углового положения и угловой скорости, формирование сигнала рассогласования между заданным сигналом управления и измеренным сигналом углового положения, формирование сигнала интегральной компоненты интегрированием логически управляемого сигнала рассогласования, измерение сигнала скоростного напора, задание опорного сигнала, формирование сигнала модульной функции от сигнала интегральной компоненты, формирование сигнала логического управления отличным от нуля при превышении сигнала модульной функции над заданным опорным сигналом и при одинаковых знаках сигнала рассогласования и сигнала интегральной компоненты и равным нулю при сигнале модульной функции, меньшем или равном заданному опорному сигналу, формирование логически управляемого сигнала рассогласования равным сигналу рассогласования при сигнале логического управления, равном нулю, и формирование выходного сигнала управления путем ограничения суммарного сигнала, дополнительно вводят адаптацию передаточных чисел контуров управления и стабилизации в функции скоростного напора, а именно:To solve this problem, in a method for generating an adaptive control signal and stabilizing the angular motion of an aircraft, including setting a control signal, measuring an angular position and angular velocity signal, generating a mismatch signal between a given control signal and a measured angular position signal, generating an integral component signal by integrating a logically controlled mismatch signal, measuring the pressure head signal, setting the reference signal, generating drove the modular function from the signal of the integral component, the formation of the logical control signal is non-zero when the modular function signal exceeds the specified reference signal and with the same signs of the mismatch signal and the integral component signal and equal to zero when the modular function signal is less than or equal to the specified reference signal, logically controlled mismatch signal equal to the mismatch signal when the logical control signal is zero, and the formation of the output s Nala control by limiting the sum signal is further introduced adaptation of gear ratios and control loops to stabilize the dynamic pressure functions, namely:

- Формируют сигнал адаптации посредством масштабирования сигнала скоростного напора и ограничивают масштабированный сигнал по закону- Generate an adaptation signal by scaling the pressure signal and limit the scaled signal according to the law

где K_м - коэффициент масштабирования,where K _m is the scaling factor,

здесь K_пр - коэффициент пропорциональности, m^δ - производная аэродинамического коэффициента эффективности по отклонению рулей, s - площадь крыла летательного аппарата, l - его длина, I - осевой момент инерции летательного аппарата;here K _CR is the proportionality coefficient, m ^δ is the derivative of the aerodynamic efficiency coefficient for rudder deflection, s is the wing area of the aircraft, l is its length, I is the axial moment of inertia of the aircraft;

- Формируют передаточные числа по сигналам рассогласования, угловой скорости и интегральной компоненты обратно пропорциональными величине сигнала адаптации по законам- Form gear ratios according to the mismatch signals, angular velocity and integral component inversely proportional to the value of the adaptation signal according to the laws

при этом константы K_пр, K_ϑ, $$K_{{\omega }_z}$$

, K_∫, определяются по условиям устойчивости и качества переходных процессов, а суммарный сигнал σ_Σ формируют суммированием сигнала рассогласования Δϑ, умноженного на передаточное число по сигналу рассогласования k₁, сигнала угловой скорости ω_z, умноженного на передаточное число по сигналу угловой скорости k₂, и сигнала интегральной компоненты σ_u, умноженного на передаточное число по сигналу интегральной компоненты k₃:the constants K _pr , K _ϑ , $$K_{{\omega }_z}$$

, K _∫ , are determined by the conditions of stability and quality of transients, and the total signal σ _{Σ is} formed by summing the mismatch signal Δϑ multiplied by the gear ratio from the mismatch signal k ₁ , the angular velocity signal ω _z multiplied by the gear ratio by the angular velocity signal k ₂ , and the signal of the integral component σ _u multiplied by the gear ratio from the signal of the integral component k ₃ :

Целесообразность законов адаптации вида (3) показана в [2].The feasibility of adaptation laws of the form (3) is shown in [2].

Для расширения функциональных возможностей устройства, реализующего способ, и повышения точности управления в устройство, содержащее измеритель углового положения, измеритель угловой скорости и интегрирующий усилитель, последовательно соединенные задатчик сигнала управления и элемент сравнения, второй вход которого соединен с выходом измерителя углового положения, последовательно соединенные сумматор и ограничитель сигнала, выход которого является выходом устройства, датчик скоростного напора, последовательно соединенные задатчик опорного сигнала, логический блок сравнения, второй вход которого соединен с выходом элемента сравнения, ключ, сигнальный вход которого также соединен с выходом элемента сравнения, интегрирующий усилитель, выход которого подключен к третьему входу логического блока сравнения, и формирователь сигнала модульной функции, выход которого подключен к четвертому входу логического блока сравнения, дополнительно введены функциональный ограничитель сигнала скоростного напора, вход которого соединен с выходом датчика скоростного напора, первый, второй и третий блоки деления, входы которых подключены к выходу функционального ограничителя сигнала скоростного напора, и первый, второй и третий блоки умножения, первые входы которых соединены с выходами первого, второго и третьего блоков деления соответственно, вторые входы подключены к выходам элемента сравнения, измерителя угловой скорости и интегрирующего усилителя соответственно, а выходы - к первому, второму и третьему входам сумматора.To expand the functionality of the device that implements the method, and to improve the accuracy of control in a device containing an angular position meter, an angular velocity meter and an integrating amplifier, serially connected control signal adjuster and a comparison element, the second input of which is connected to the output of the angular position meter, serially connected adder and a signal limiter, the output of which is the output of the device, a pressure head sensor, serially connected ik of the reference signal, a comparison logic unit, the second input of which is connected to the output of the comparison element, a key whose signal input is also connected to the output of the comparison element, an integrating amplifier, the output of which is connected to the third input of the comparison logic unit, and a signal generator of a modular function, the output of which connected to the fourth input of the comparison logic unit, a functional limiter of the pressure head signal has been introduced, the input of which is connected to the output of the speed head sensor, ne the second, third and third division blocks, the inputs of which are connected to the output of the functional limiter of the pressure head signal, and the first, second and third multiplication blocks, the first inputs of which are connected to the outputs of the first, second and third division blocks, respectively, the second inputs are connected to the outputs of the comparison element , angular velocity meter and integrating amplifier, respectively, and the outputs to the first, second and third inputs of the adder.

Отличительными признаками предлагаемого технического решения - способа формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации углового движения летательного аппарата - является то, что формируют сигнал адаптации посредством масштабирования сигнала скоростного напора и ограничивают масштабированный сигнал скоростного напора по законуDistinctive features of the proposed technical solution — a method for generating an adaptive control signal and stabilizing the angular movement of the aircraft — is that they form an adaptation signal by scaling the pressure signal and limit the scaled pressure signal according to the law

где K_м - коэффициент масштабирования,where K _m is the scaling factor,

здесь K_пр - коэффициент пропорциональности, m^δ - производная аэродинамического коэффициента эффективности по отклонению рулей, s - площадь крыла летательного аппарата, l - его длина, I - осевой момент инерции, и формируют передаточные числа по сигналам рассогласования, угловой скорости и интегральной компоненты обратно пропорциональными величине сигнала адаптации по законамhere K _CR is the proportionality coefficient, m ^δ is the derivative of the aerodynamic efficiency coefficient with respect to rudder deflection, s is the wing area of the aircraft, l is its length, I is the axial moment of inertia, and gear ratios are formed by the mismatch signals, angular velocity and integral component back proportional to the value of the adaptation signal according to the laws

при этом константы K_пр, K_ϑ, $$K_{{\omega }_z}$$

, K_∫, определяются по условиям устойчивости и качества переходных процессов, а суммарный сигнал σ_Σ формируют суммированием сигнала рассогласования Δϑ, умноженного на передаточное число по сигналу рассогласования k₁, сигнала угловой скорости ω_z, умноженного на передаточное число по сигналу угловой скорости k₂, и сигнала интегральной компоненты σ_u, умноженного на передаточное число по сигналу интегральной компоненты k₃:the constants K _pr , K _ϑ , $$K_{{\omega }_z}$$

, K _∫ , are determined by the conditions of stability and quality of transients, and the total signal σ _{Σ is} formed by summing the mismatch signal Δϑ multiplied by the gear ratio from the mismatch signal k ₁ , the angular velocity signal ω _z multiplied by the gear ratio by the angular velocity signal k ₂ , and the signal of the integral component σ _u multiplied by the gear ratio from the signal of the integral component k ₃ :

σ_Σ=k1·Δϑ+k₂·ω_z+k₃·σ_u.σ _Σ = k1 · Δϑ + k ₂ · ω _z + k ₃ · σ _u .

Отличительными признаками предлагаемого технического решения - устройства формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации углового движения летательного аппарата - является то, что в него введены функциональный ограничитель сигнала скоростного напора, вход которого соединен с выходом датчика скоростного напора, первый, второй и третий блоки деления, входы которых подключены к выходу функционального ограничителя сигнала скоростного напора, и первый, второй и третий блоки умножения, первые входы которых соединены с выходами первого, второго и третьего блоков деления соответственно, вторые входы подключены к выходам элемента сравнения, измерителя угловой скорости и интегрирующего усилителя соответственно, а выходы - к первому, второму и третьему входам сумматора.Distinctive features of the proposed technical solution — a device for generating an adaptive control signal and stabilizing the angular motion of the aircraft — is that a functional limiter of the pressure head signal is introduced into it, the input of which is connected to the output of the speed head sensor, the first, second, and third division blocks, the inputs of which connected to the output of the functional limiter of the pressure head signal, and the first, second and third multiplication units, the first inputs of which are connected to the outputs first, second and third division blocks respectively, second inputs connected to the outputs of the comparison element, an angular velocity meter and an integrating amplifier, respectively, and the outputs - the first, second and third inputs of the adder.

Предложенные способ формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации углового движения летательного аппарата и устройство для его осуществления, как показывает проведенное математическое моделирование, позволяют расширить функциональные возможности управления летательным аппаратом, так как дают возможность производить стабилизацию балансировочного состояния ЛА с оптимальными отклонениями рулей в условиях широкого диапазона изменения скорости и высоты полета, а также повысить при этом точность управления за счет того, что передаточные числа контура стабилизации и управления адаптивно изменяются с изменением главного фактора, определяющего динамические свойства ЛА - скоростного напора.The proposed method for generating an adaptive control signal and stabilizing the angular movement of the aircraft and a device for its implementation, as shown by mathematical modeling, allow expanding the control capabilities of the aircraft, since it makes it possible to stabilize the balancing state of the aircraft with optimal steering deviations in a wide range of variation speed and altitude, as well as improve control accuracy due to that the gear ratios of the stabilization and control loop adaptively change with a change in the main factor that determines the dynamic properties of the aircraft — the high-speed head.

По существу, сформированы три взаимосвязанных канала, включающие управление медленным балансировочным, быстрым маневренным движением ЛА и обеспечение адаптации - изменение передаточных чисел контуров управления и стабилизации ЛА в функции скоростного напора.Essentially, three interconnected channels have been formed, including controlling the slow balancing, fast maneuvering movement of the aircraft and providing adaptation - changing the gear ratios of the control and stabilization of the aircraft as a function of the high-speed head.

Способ формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации углового движения летательного аппарата и устройство для его осуществления могут найти применение в системах управления маневренными летательными аппаратами, к которым предъявляются достаточно высокие требования по точности управления при ограниченных энергетических или динамических ресурсах исполнительных органов систем управления и которые должны функционировать в условиях широкого диапазона высот и скоростей полета, а также действия возмущающих факторов.The method for generating an adaptive control signal and stabilizing the angular movement of the aircraft and a device for its implementation can be used in control systems for maneuverable aircraft, which have rather high requirements for control accuracy with limited energy or dynamic resources of the executive bodies of control systems and which should operate in conditions of a wide range of altitudes and flight speeds, as well as the action of disturbing factors.

Предлагаемые технические решения поясняются чертежами:The proposed technical solutions are illustrated by drawings:

Фиг.1. Блок-схемами устройства;Figure 1. Device block diagrams;

Фиг.2. Логический блок сравнения.Figure 2. Logical block comparison.

Устройство (фиг.1) содержит измеритель углового положения 1, измеритель угловой скорости 2, последовательно соединенные задатчик сигнала управления 3 и элемент сравнения 4, второй вход которого соединен с выходом измерителя углового положения 1, последовательно соединенные сумматор 5 и ограничитель сигнала 6, выход которого является выходом устройства, последовательно соединенные датчик скоростного напора 7 и функциональный ограничитель сигнала 8, первый 9, второй 10 и третий 11 блоки деления, входы которых подключены к выходу функционального ограничителя сигнала 8, и первый 12, второй 13 и третий 14 блоки умножения, первые входы которых соединены с выходами первого 9, второго 10 и третьего 11 блоков деления соответственно, вторые входы подключены к выходам элемента сравнения 4, измерителя угловой скорости 2 и интегрирующего усилителя 15 соответственно, а выходы - к первому, второму и третьему входам сумматора 5, последовательно соединенные задатчик опорного сигнала 16, логический блок сравнения 17, второй вход которого соединен с выходом элемента сравнения 4, ключ 18, сигнальный вход которого также соединен с выходом элемента сравнения 4, интегрирующий усилитель 15, выход которого подключен также к третьему входу логического блока сравнения 17, и формирователь сигнала модульной функции 19, выход которого подключен к четвертому входу логического блока сравнения 17.The device (Fig. 1) comprises an angular position meter 1, an angular velocity meter 2, serially connected control signal setter 3 and a comparison element 4, the second input of which is connected to the output of the angular position meter 1, an adder 5 and a signal limiter 6, the output of which are connected in series is the output of the device, the speed sensor 7 and the functional limiter of the signal 8, the first 9, the second 10 and the third 11 division blocks, the inputs of which are connected to the signal limiter 8, and the first 12, second 13 and third 14 multiplication blocks, the first inputs of which are connected to the outputs of the first 9, second 10 and third 11 division blocks, respectively, the second inputs are connected to the outputs of the comparison element 4, angular velocity meter 2 and integrating amplifier 15, respectively, and the outputs - to the first, second and third inputs of the adder 5, serially connected reference signal setter 16, the comparison logic block 17, the second input of which is connected to the output of the comparison element 4, key 18, the signal input of which nd also connected to the output element 4 of comparison, an integrating amplifier 15, whose output is also connected to the third input of the logical comparator 17 and a signal generator modulo function 19, whose output is connected to a fourth input of the logical comparator 17.

Блок-схема логического блока сравнения 17 (фиг.2) содержит последовательно соединенные первый логический элемент И 20, первый вход которого подключен к выходу элемента сравнения 4, а второй вход - к выходу интегрирующего усилителя 15, и второй логический элемент И 21, выход которого соединен с первым (управляющим) входом ключа 18, а также релейный элемент с зоной нечувствительности 22, первый вход которого подключен к выходу задатчика опорного сигнала 16, второй вход - к выходу формирователя сигнала модульной функции 19, а выход - ко второму входу второго логического элемента 21.The block diagram of the comparison logic block 17 (FIG. 2) contains the first logical element And 20 connected in series, the first input of which is connected to the output of the comparison element 4, and the second input to the output of the integrating amplifier 15, and the second logical element And 21, the output of which connected to the first (control) input of the key 18, as well as a relay element with a dead zone 22, the first input of which is connected to the output of the reference signal setter 16, the second input is connected to the output of the modulator 19, and the output is connected to the second input 21st logical element 21.

Таким образом, устройство формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации продольно-балансировочного движения летательного аппарата содержит три взаимосвязанных канала:Thus, the device for the formation of an adaptive control signal and stabilization of the longitudinally-balanced movement of the aircraft contains three interconnected channels:

1. канал управления быстрым маневренным движением летательного аппарата, в состав которого входят звенья 1…6;1. control channel for fast maneuvering movement of the aircraft, which includes links 1 ... 6;

2. канал управления медленным балансировочным движением ЛА, в состав которого входят звенья 15…19;2. control channel of the slow balancing movement of the aircraft, which includes links 15 ... 19;

3. канал адаптации, обеспечивающий изменение передаточных чисел по сигналам рассогласования, угловой скорости и интегральной компоненты в функции скоростного напора, в состав этого канала входят звенья 7…14.3. the adaptation channel, providing a change in gear ratios according to the mismatch signals, the angular velocity and the integral component as a function of the pressure head, this channel includes links 7 ... 14.

Устройство формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации продольно-балансировочного движения летательного аппарата с реализацией предложенного способа работает следующим образом.A device for the formation of an adaptive control signal and stabilization of the longitudinally-balanced movement of the aircraft with the implementation of the proposed method works as follows.

Задатчиком сигнала управления 3 формируется (задается) сигнал управления ϑ_зад(t), составными компонентами которого являются:The control signal generator 3 generates (sets) the control signal ϑ _ass (t), the components of which are:

- медленная компонента ϑ_зад.м(t), соответствующая медленным разворотам ЛА с балансировочными углами атаки α_бал и балансировочными углами отклонения рулей δ_бал;- the slow component ϑ _ass.m (t) corresponding to the slow turns of the aircraft with balancing angles of attack α _ball and balancing angles of deflection of the rudders δ _ball ;

- быстрая компонента ϑ_зад.б(t), соответствующая маневренным разворотам ЛА.- fast component ϑ _ass.b (t), corresponding to maneuverable turns of the aircraft.

Таким образом,In this way,

Закон управления и стабилизации ЛА формируется по сигналам управления ϑ_зад(t), углового положения ϑ(t) и угловой скорости ω_z(t). Основная компонента сигнала управления σ_Σ(t) формируется в сумматоре 5 в виде (4):The control and stabilization law of the aircraft is formed by control signals ϑ _ass (t), angular position ϑ (t) and angular velocity ω _z (t). The main component of the control signal σ _Σ (t) is formed in the adder 5 in the form (4):

σ_Σ=k1·Δϑ+k₂·ω_z+k₃·σ_u σ _Σ = k1 · Δϑ + k ₂ · ω _z + k ₃ · σ _u

где Δϑ - сигнал рассогласования,where Δϑ is the error signal,

формируемый элементом сравнения 4 по сигналам ϑ_зад(t) от задатчика 3 и ϑ(t) от измерителя углового положения 1;formed by the comparison element 4 by signals ϑ _back (t) from the setter 3 and ϑ (t) from the meter of angular position 1;

k₁, k₂, k₃ - передаточные числа конура стабилизации и управления;k ₁ , k ₂ , k ₃ - gear ratios of the stabilization and control loop;

ω_z - сигнал угловой скорости ЛА, поступающий от измерителя угловой скорости 2, $${\omega }_z\left(t\right)=\dot{\vartheta }\left(t\right)$$

;ω _z - the signal of the angular velocity of the aircraft coming from the angular velocity meter 2, $${\omega }_z\left(t\right)=\dot{\vartheta }\left(t\right)$$

;

σ_u(t) - сигнал интегральной компоненты, формируемый интегрирующим усилителем 15 по логически управляемому сигналу рассогласования Δϑ_лу(t), который определяется по логике, изложенной далее. Таким образом,σ _u (t) is the signal of the integral component generated by the integrating amplifier 15 by the logically controlled mismatch signal Δϑ _lu (t), which is determined by the logic described below. In this way,

Выходной сигнал сумматора 5 σ_Σ(t) ограничивается ограничителем сигнала 6 до уровня A₁ и является выходным сигналом устройства σ_вых(t):The output signal of the adder 5 σ _Σ (t) is limited by the signal limiter 6 to the level A ₁ and is the output signal of the device σ _out (t):

Уровень ограничения, установленный на ограничителе 6, определяет предельную величину сигнала управления в рассматриваемом канале стабилизации и управления по тангажу, которую необходимо ограничивать, учитывая, что этими же рулями должны отрабатываться сигналы других каналов (курса и крена), здесь не рассматриваемых.The restriction level set on the limiter 6 determines the limiting value of the control signal in the stabilization and pitch control channel under consideration, which must be limited, given that the same rudders must work out the signals of other channels (heading and bank) that are not considered here.

Для реализации заявленного в способе и устройстве адаптивного изменения передаточных чисел k₁, k₂, k₃ сформирован специальный канал адаптации, включающий в себя датчик скоростного напора 7 и функциональный ограничитель сигнала 8, который формирует сигнал на выходе в соответствии с соотношениями (1), (2).To implement the adaptive change in gear ratios k ₁ , k ₂ , k ₃ declared in the method and device, a special adaptation channel is formed, which includes a pressure head sensor 7 and a functional signal limiter 8, which generates an output signal in accordance with relations (1), (2).

Передаточные числа по сигналам рассогласования, угловой скорости и интегральной компоненты формируются в блоках деления 9, 10, 11 обратно пропорциональными величине сигнала адаптации по законам (3).The gear ratios for the mismatch signals, the angular velocity and the integral component are formed in the division blocks 9, 10, 11 inversely proportional to the value of the adaptation signal according to the laws (3).

Такое формирование передаточных чисел конура стабилизации и управления обеспечивает, в том числе, и ограничение величины сигнала интегральной компоненты (обратно пропорционально величине скоростного напора), как это делалось в прототипе [2]. Это соответствует реальной необходимости: при большем скоростном напоре требуется меньшее значение δ_бал и, соответственно, меньший сигнал интегральной компоненты σ_u(t).Such a formation of gear ratios of the stabilization and control loop provides, inter alia, a limitation of the signal value of the integral component (inversely proportional to the value of the velocity head), as was done in the prototype [2]. This corresponds to the real need: with a higher pressure head, a smaller value of δ _ball and, accordingly, a smaller signal of the integral component σ _u (t) are required.

Введение канала управления медленным балансировочным движением ЛА, т.е. канала ограничения сигнала интегральной компоненты - блоков 15…19 - обеспечивает отработку балансировочной, медленной компоненты сигнала управления ϑ_зад.м(t). Действительно, пусть ϑ_зад.б=0; ϑ_зад.м≠0. Тогда в силу того, что закон формирования выходного сигнала представленного устройства является астатическим законом нулевого порядка, установившееся значение сигнала рассогласования для такого режима равно нулю:The introduction of the control channel of the slow balancing movement of the aircraft, i.e. the channel of signal restriction of the integral component - blocks 15 ... 19 - ensures the development of the balancing, slow component of the control signal ϑ _ass.m (t). Indeed, let ϑ _ass . _B = 0; ϑ _ass. ≠ 0. Then, due to the fact that the law of formation of the output signal of the presented device is an astatic law of zero order, the steady-state value of the error signal for this mode is zero:

Тогда, в соответствии с (6) установившееся значение ϑ_уст:Then, in accordance with (6), the established value of ϑ _mouth :

Видно также, что для этого режима $${\omega }_z{}_{уст}={\dot{\vartheta }}_{уст}=0$$

. Следовательно, и установившееся значение сигнала интегральной компоненты соответствует балансировочному значению угла отклонения рулевых поверхностей ЛА.It is also seen that for this mode $${\omega }_z{}_{\mathrm{at}\mathrm{from}t}={\dot{\vartheta }}_{\mathrm{at}\mathrm{from}t}=0$$

. Therefore, the steady-state value of the signal of the integral component corresponds to the balancing value of the angle of deviation of the steering surfaces of the aircraft.

При поступлении на вход прямой цепи устройства (блоки 4, 5, 6) быстрой компоненты сигнала управления ϑ_зад.б(t) для управления маневром ЛА отработка его будет осуществляться относительно балансировочного движения ЛА, что повышает точность отработки управляющих воздействий в целом.When a direct component of the control signal (blocks 4, 5, 6) arrives at the input of the fast component of the control signal ϑ _ass.b (t) for controlling the aircraft maneuver, it will be _worked out relative to the balancing movement of the aircraft, which increases the accuracy of testing control actions in general.

Логический управляющий канал, включающий в себя блоки 16…19, обеспечивает режим интегрирования логически управляемого сигнала рассогласования Δϑ_лу(t) интегрирующим усилителем 15 в пределах диапазона, определенного величинами $$\frac{K_{\int }}{K_{М}{q}_{min}}$$

и A₂. Величина K_∫ реализована в третьем блоке деления 11, а константа K_М, определяемая соотношением (9), выставляется в функциональном ограничителе сигнала 8.The logical control channel, which includes blocks 16 ... 19, provides the integration mode of a logically controlled error signal Δϑ _lu (t) by an integrating amplifier 15 within the range defined by $$\frac{K_{\int }}{K_M{q}_{min}}$$

and A ₂ . The value of K _{∫ is} implemented in the third division block 11, and the constant K _M , defined by relation (9), is set in the functional limiter of signal 8.

Величина A₂, выставляемая в задатчике опорного сигнала 16 и определяющая ограничение расходов рулей на стабилизацию балансировочного режима, может быть принята равной $$A_2\approx \left(\mathrm{1,1}\dots \mathrm{1,3}\right)\frac{K_{\int }}{K_{М}{q}_{\min }}$$

. Эта величина соответствует зоне нечувствительности релейного элемента с зоной нечувствительности 22 (фиг.2).The value of A ₂ , set in the reference signal setter 16 and determining the limitation of the rudder expenses for stabilization of the balancing mode, can be taken equal to $$A_2\approx \left(\mathrm{1,1}...1.3\right)\frac{K_{\int }}{K_M{q}_{\min }}$$

. This value corresponds to the deadband of the relay element with the deadband 22 (figure 2).

Логика формирования логически управляемого сигнала рассогласования Δϑ_лу(t) состоит в следующем.The logic of forming a logically controlled mismatch signal Δϑ _lu (t) is as follows.

В блоке выделения сигнала модульной функции 19 формируется сигналIn the signal separation unit of the modular function 19, a signal is generated

Логический блок сравнения 17, структура которого представлена на фиг.2, формирует сигнал логического управления B. При превышении сигналом модульной функции ϑ^м с выхода блока 19 заданного опорного сигнала A₂ с выхода блока 16 (это проверяется в релейном элементе с зоной нечувствительности 22) и при одинаковых знаках сигнала рассогласования Δϑ(t), формируемого элементом сравнения 4, и сигнала интегральной компоненты σ_и(t), формируемого интегрирующим усилителем 15 (это проверяется в первом логическом элементе И 20) формируется значение сигнала логического управления B=1.The comparison logic block 17, the structure of which is shown in Fig. 2, generates a logic control signal B. When the signal exceeds the modular function ϑ ^m from the output of block 19 of the specified reference signal A ₂ from the output of block 16 (this is checked in the relay element with dead band 22) and with identical signs of the mismatch signal Δϑ (t) generated by the comparison element 4 and the signal of the integral component σ _and (t) generated by the integrating amplifier 15 (this is checked in the first logical element And 20), the value of the log signal personal management B = 1.

Таким образом, логический элемент сравнения 17 реализует следующий алгоритм формирования сигнала логического управления В:Thus, the comparison logic element 17 implements the following logic control signal generation algorithm B:

При B=1 ключ 18 отключает сигнал рассогласования Δϑ(t) с выхода элемента сравнения 4 от входа интегрирующего усилителя 15 и прекращает тем самым дальнейшее его интегрирование:With B = 1, the key 18 disables the mismatch signal Δϑ (t) from the output of the comparison element 4 from the input of the integrating amplifier 15 and thereby stops its further integration:

Введение вместе с адаптивным изменением передаточного числа k₃ по сигналу интегральной компоненты еще и ограничения сигнала интегральной компоненты σ_u(t) с «плавающим» значением ограничения (в диапазоне $$A_2\dots \frac{K_{\int }}{K_{М}{q}_{min}}$$

) позволяет уменьшить колебательность в замкнутом контуре регулирования и выбросы (перерегулирование) переходных процессов в условиях нестационарности ЛА, т.е. при изменении высоты и скорости полета.The introduction along with the adaptive change in the gear ratio k ₃ by the signal of the integral component also limits the signal of the integral component σ _u (t) with a “floating” limit value (in the range $$A_{}$$$${}_2...\frac{K_{\int }}{K_M{q}_{min}}$$

) allows to reduce the oscillation in the closed loop control and emissions (overshoot) of transients in the conditions of non-stationary aircraft, i.e. when changing altitude and speed.

Таким образом, предложенные адаптивный способ формирования сигнала управления и стабилизации углового движения ЛА и устройство для его осуществления позволяют расширить функциональные возможности управления летательным аппаратом и повысить точность управления в условиях нестационарности ЛА и действия возмущающих факторов. Сформированы три взаимосвязанных канала, сочетающие в целом управление медленным балансировочным и быстрым маневренным движением ЛА, стабилизацию его относительно балансировочного режима и адаптацию передаточных чисел конура стабилизации и управления в функции от скоростного напора.Thus, the proposed adaptive method for generating a control signal and stabilizing the angular motion of the aircraft and a device for its implementation allow expanding the control capabilities of the aircraft and increasing the control accuracy under conditions of non-stationary aircraft and the action of disturbing factors. Three interconnected channels have been formed, combining as a whole the control of the slow balancing and fast maneuvering aircraft motion, its stabilization relative to the balancing mode and the adaptation of the gear ratios of the stabilization and control loop as a function of the pressure head.

Способ формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации углового движения летательного аппарата и устройство для его осуществления могут найти применение, например, в системах управления маневренными летательными аппаратами в условиях широкого диапазона изменения условий полета, к которым одновременно предъявляются достаточно высокие требования по точности управления и по быстродействию.A method for generating an adaptive control signal and stabilizing the angular movement of an aircraft and a device for its implementation can be used, for example, in control systems for maneuverable aircraft under conditions of a wide range of changes in flight conditions, which at the same time have rather high requirements for control accuracy and speed.

Положительный эффект предложения подтвержден результатами математического моделирования.The positive effect of the proposal is confirmed by the results of mathematical modeling.

Все составные операции способа, звенья и блоки устройства управления могут быть выполнены на современных элементах автоматики и вычислительной техники [3], а также программно-алгоритмически в бортовых вычислительных машинах.All the component operations of the method, links and blocks of the control device can be performed on modern elements of automation and computer technology [3], as well as program-algorithm in on-board computers.

Источники информацииInformation sources

1. Патент РФ 2338235, опубликован 10.11.2008, дата подачи заявки 27.04.2007 г.1. RF patent 2338235, published November 10, 2008, the filing date of the application is April 27, 2007.

2. Патент РФ 2460113, опубликован 27.08.2012, дата подачи заявки 02.03.2011 г.2. RF patent 2460113, published on August 27, 2012, the filing date of the application is March 2, 2011.

3. А.У. Ялышев, О.И. Разоренов. Многофункциональные аналоговые регулирующие устройства автоматики. - М.: Машиностроение, 1981 - с.103.3. A.U. Yalyshev, O.I. Razorenov. Multifunctional analog control devices for automation. - M.: Mechanical Engineering, 1981 - p. 103.

Claims (2)

1. Способ формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации углового движения летательного аппарата, включающий задание сигнала управления, измерение сигналов углового положения и угловой скорости, формирование сигнала рассогласования между заданным сигналом управления и измеренным сигналом углового положения, формирование сигнала интегральной компоненты интегрированием логически управляемого сигнала рассогласования, измерение сигнала скоростного напора, задание опорного сигнала, формирование сигнала модульной функции от сигнала интегральной компоненты, формирование сигнала логического управления отличным от нуля при превышении сигнала модульной функции над заданным опорным сигналом и при одинаковых знаках сигнала рассогласования и сигнала интегральной компоненты и равным нулю при сигнале модульной функции, меньшем или равном заданному опорному сигналу, формирование логически управляемого сигнала рассогласования равным сигналу рассогласования при сигнале логического управления, равном нулю, а также формирование выходного сигнала управления ограничением суммарного сигнала, отличающийся тем, что формируют сигнал адаптации посредством масштабирования сигнала скоростного напора, ограничивают масштабированный сигнал скоростного напора по закону
$$\tilde{\lambda }=\{\begin{array}{l}{K}_M{q}_{min}приq<q_{min},\\ K_{M}qприq_{min}\le q\le q_{max}\\ K_M{q}_{max}приq>q,\end{array}$$

,
где K_м - коэффициент масштабирования,
$$K_M=K_{пр}\cdot m^{\delta }\frac{sl}{I}$$

,
здесь K_пр - коэффициент пропорциональности, m^δ - производная аэродинамического коэффициента эффективности по отклонению рулей, s - площадь крыла летательного аппарата, l - его длина, I - осевой момент инерции летательного аппарата, формируют передаточные числа по сигналам рассогласования, угловой скорости и интегральной компоненты обратно пропорциональными величине сигнала адаптации по законам
$$k_1=\frac{K_{\vartheta }}{\tilde{\lambda }}$$

, $$k_2=\frac{K_{\omega Z}}{\tilde{\lambda }}$$

, $$k_3=\frac{K_{\int }}{\tilde{\lambda }}$$

,
при этом константы K_пр, K_ϑ, K_ωZ, K_∫ определяются по условиям устойчивости и качества переходных процессов, а суммарный сигнал σ_Σ формируют суммированием сигнала рассогласования Δϑ, умноженного на передаточное число по сигналу рассогласования k₁, сигнала угловой скорости ω_z, умноженного на передаточное число по сигналу угловой скорости k₂, и сигнала интегральной компоненты σ_u, умноженного на передаточное число по сигналу интегральной компоненты k₃:
σ_Σ=k₁·Δϑ+k₂·ω_z+k₃·σ_u.1. A method of generating an adaptive control signal and stabilizing the angular movement of the aircraft, including setting a control signal, measuring signals of the angular position and angular velocity, generating a mismatch signal between the predetermined control signal and the measured signal of the angular position, generating an integral component signal by integrating a logically controlled mismatch signal, measuring the pressure signal, setting the reference signal, generating a signal modular function from the signal of the integral component, the formation of the logical control signal non-zero when the modular function signal exceeds the specified reference signal and with the same signs of the error signal and the signal of the integral component and zero when the modular function signal is less than or equal to the specified reference signal, the formation of a logically controlled signal mismatch equal to the mismatch signal when the logical control signal is equal to zero, as well as the formation of the output control signal about the boundary of the total signal, characterized in that they form the adaptation signal by scaling the pressure signal, limit the scaled pressure signal according to the law
$$\tilde{\lambda }=\{\begin{array}{l}{K}_M{q}_{min}PR\mathrm{and}q<q_{min},\\ K_{M}qPR\mathrm{and}{q}_{min}\le q\le q_{max}\\ K_M{q}_{max}PR\mathrm{and}q>q,\end{array}$$

,
where K _m is the scaling factor,
$$K_M=K_{PR}\cdot m^{\delta }\frac{sl}{I}$$

,
here K _CR is the proportionality coefficient, m ^δ is the derivative of the aerodynamic efficiency coefficient for the rudder deflection, s is the wing area of the aircraft, l is its length, I is the axial moment of inertia of the aircraft, gear ratios are formed according to the mismatch signals, angular velocity and integral component inversely proportional to the value of the adaptation signal according to the laws
$$k_{\mathrm{one}}=\frac{K_{\vartheta }}{\tilde{\lambda }}$$

, $$k_2=\frac{K_{\omega Z}}{\tilde{\lambda }}$$

, $$k_3=\frac{K_{\int }}{\tilde{\lambda }}$$

,
the constants K _pr , K _ϑ , K _ωZ , K _{∫ are} determined by the conditions of stability and quality of transients, and the total signal σ _{Σ is} formed by summing the mismatch signal Δϑ multiplied by the gear ratio from the mismatch signal k ₁ , the angular velocity signal ω _z , multiplied by the gear ratio by the signal of the angular velocity k ₂ and the signal of the integral component σ _u multiplied by the gear ratio by the signal of the integral component k ₃ :
σ _Σ = k ₁ · Δϑ + k ₂ · ω _z + k ₃ · σ _u . 2. Устройство формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации углового движения летательного аппарата, содержащее измеритель углового положения, измеритель угловой скорости и интегрирующий усилитель, последовательно соединенные задатчик сигнала управления и элемент сравнения, второй вход которого соединен с выходом измерителя углового положения, последовательно соединенные сумматор и ограничитель сигнала, выход которого является выходом устройства, датчик скоростного напора, последовательно соединенные задатчик опорного сигнала, логический блок сравнения, второй вход которого соединен с выходом элемента сравнения, а третий вход - с выходом интегрирующего усилителя, и ключ, сигнальный вход которого соединен с выходом элемента сравнения, а выход - с входом интегрирующего усилителя, и формирователь сигнала модульной функции, вход которого соединен с выходом интегрирующего усилителя, а выход - с четвертым входом логического блока сравнения, отличающееся тем, что оно содержит функциональный ограничитель сигнала скоростного напора, первый, второй и третий блоки деления, в которых формируются передаточные числа по сигналам рассогласования, угловой скорости и интегральной компоненты, обратно пропорциональные величине сигнала адаптации, и первый, второй и третий блоки умножения, при этом функциональный ограничитель сигнала скоростного напора подключен между выходом датчика скоростного напора и входами первого, второго и третьего блоков деления, первые входы первого, второго и третьего блоков умножения соединены с выходами первого, второго и третьего блоков деления соответственно, вторые входы первого, второго и третьего блоков умножения подключены к выходам элемента сравнения, измерителя угловой скорости и интегрирующего усилителя соответственно, а выходы первого, второго и третьего блоков умножения - к первому, второму и третьему входам сумматора. 2. A device for generating an adaptive control signal and stabilizing the angular movement of the aircraft, comprising an angular position meter, an angular velocity meter and an integrating amplifier, a control signal adjuster and a comparison element connected in series, the second input of which is connected to the output of the angular position meter, an adder and a limiter connected in series signal, the output of which is the output of the device, high-speed pressure sensor, serially connected reference setter of the second signal, the comparison logic unit, the second input of which is connected to the output of the comparison element, and the third input is connected to the output of the integrating amplifier, and the key, the signal input of which is connected to the output of the comparison element, and the output is connected to the input of the integrating amplifier, and the signal conditioner modular function the input of which is connected to the output of the integrating amplifier, and the output - with the fourth input of the comparison logic unit, characterized in that it contains a functional limiter of the high-speed pressure signal, the first, second and third dividing units, in which gear ratios are generated by the mismatch, angular velocity and integral components, inversely proportional to the value of the adaptation signal, and the first, second and third multiplication units, while the functional limiter of the pressure head signal is connected between the output of the speed head sensor and the inputs of the first, the second and third blocks of division, the first inputs of the first, second and third blocks of multiplication are connected to the outputs of the first, second and third blocks of division, respectively, the second the inputs of the first, second, and third multiplication blocks are connected to the outputs of the comparison element, the angular velocity meter, and the integrating amplifier, respectively, and the outputs of the first, second, and third multiplication blocks are connected to the first, second, and third inputs of the adder.

Images