RU2644048C2 - Control system in longitudinal channel of manned and unmanned aircrafts in mode of creeping from dangerous height at work on ground objects - Google Patents

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: control system in the longitudinal channel of manned and unmanned aircrafts contains a low-altitude radio altimeter, an air data system, non-platform inertial navigation system consisting of a normal overload sensor, angular pitch velocity sensor and a pilot handle position sensor, a digital path control system and a modal remote-control system, an electro-hydraulic drive. The modal remote-control system contains a unit for generation of a reduced lift coefficient, a calculator for the desired transfer function using the Schomber-Gertsen criterion, and a calculator for an astatic residual formation. The path control system contains a height control calculator and an algorithm calculator for generating a dangerous height signal.

EFFECT: provides traffic stability and flight safety when performing a dive manoeuvre in a creeping mode from a dangerous altitude.

7 dwg

Description

Изобретение относится к системам автоматического управления летательными аппаратами (ЛА) как пилотируемыми, так и беспилотными.The invention relates to automatic control systems for aircraft (LA), both manned and unmanned.

Известны способы предупреждения столкновения ЛА с рельефом местности, в которых определяют местоположение ЛА с помощью навигационной системы, производят определение параметров текущего динамического состояния, экстраполируют упомянутые параметры текущего динамического состояния на заданный временной интервал, вычисляют прогнозируемую траекторию, сопоставляют ее с рельефом местности и предупреждают об опасности столкновения. При этом предупреждение об опасности столкновения осуществляется, как правило, с помощью формирования в направлении полета защитного пространства с аварийной сигнальной областью. Информирование экипажа о наличии опасного рельефа производится в два этапа: в случае пересечения рельефа защитным пространством вне аварийной сигнальной области (предупреждающая сигнализация) и в случае пересечения рельефа аварийной сигнальной областью (аварийная сигнализация).Known methods for preventing a collision of an aircraft with a terrain in which the location of the aircraft using a navigation system is determined, the parameters of the current dynamic state are determined, the mentioned parameters of the current dynamic state are extrapolated to a predetermined time interval, the predicted trajectory is calculated, it is compared with the terrain and warned of danger collisions. In this case, a warning about the danger of a collision is carried out, as a rule, by means of the formation of a protective space with an emergency signal area in the direction of flight. The crew is informed of the presence of a dangerous terrain in two stages: in the case of crossing the terrain with a protective space outside the alarm area (warning signal) and in the case of crossing the terrain with an emergency signal area (alarm).

Ограниченностью применения таких способов является недостаточная надежность предотвращения столкновений ЛА с рельефом, так как они не предусматривают ситуации, когда при обнаружении опасного рельефа по курсу будет невозможно обойти его путем набора высоты ЛА.The limited use of such methods is the insufficient reliability of preventing collisions between aircraft and terrain, since they do not provide for a situation where, when a dangerous terrain is detected at the heading, it will be impossible to get around it by climbing the aircraft.

Известны способы предупреждения столкновения, основанные на выходе из опасной ситуации путем оценки возможности вертикального маневра [1], а при отрицательном результате такой оценки путем определения направления разворота [2].Known methods of collision avoidance, based on the way out of a dangerous situation by assessing the possibility of vertical maneuver [1], and with a negative result of such an assessment by determining the direction of the turn [2].

Известен способ формирования увода ЛА с опасной высоты «Способ предупреждения столкновения самолетов и вертолетов с рельефом местности и устройство на его основе» RU № 2376645 [3].A known method of forming a drift of an aircraft from a dangerous height "Method of preventing collision of aircraft and helicopters with the terrain and the device based on it" RU No. 2376645 [3].

Суть заявляемого способа предупреждения столкновения самолетов и вертолетов с рельефом местности состоит в том, что определяют местоположение летательного аппарата с помощью навигационной системы, производят определение параметров текущего динамического состояния, вычисляют прогнозируемую траекторию, при этом непрерывно вычисляют на основе параметров текущего динамического состояния минимально допустимые радиусы разворота, затем прогнозируют упомянутые радиусы разворота на время определения потенциально опасного рельефа, а далее путем сканирования пространства прогнозируемой траекторией формируют безопасный коридор, границы которого определяют с учетом возможности разворота летательного аппарата на обратный курс в соответствии с прогнозируемыми значениями минимально допустимых радиусов разворота, определяют потенциально опасный рельеф сопоставлением упомянутого безопасного коридора с рельефом местности и предупреждают о наличии потенциально опасного рельефа, при этом внутри безопасного коридора формируют защитное пространство с аварийной сигнальной областью прогнозируют аварийную сигнальную область на длину безопасного коридора, причем в случае пересечения рельефа местности безопасным коридором по обе стороны от прогнозируемой траектории, а также в случае пересечения рельефа местности безопасным коридором по одну сторону от прогнозируемой траектории и одновременно прогнозируемой аварийной сигнальной областью производят исследование пространства путем вариаций параметров безопасного коридора и соответствующей прогнозируемой траектории последовательным перебором возможных изменений траекторного угла, допустимых радиусов разворота в диапазонах возможных изменений величины путевой скорости и направления бокового маневрирования, определяют безопасные варианты изменения параметров полета и соответствующие им маневры летательного аппарата, упомянутые маневры летательного аппарата отображают в удобной для пилота форме для выбора наиболее эффективного из них по условиям полета.The essence of the proposed method for preventing collisions between airplanes and helicopters with the terrain is that they determine the location of the aircraft using the navigation system, determine the parameters of the current dynamic state, calculate the predicted trajectory, while continuously calculating the minimum allowable turning radius on the basis of the parameters of the current dynamic state , then the aforementioned turning radii are predicted at the time the potentially dangerous terrain is determined, and by scanning the space with a predicted trajectory, a safe corridor is formed, the boundaries of which are determined taking into account the possibility of the aircraft turning to the opposite course in accordance with the predicted values of the minimum permissible turning radii, determining a potentially dangerous terrain by comparing the aforementioned safe corridor with the terrain and warning of the presence of a potentially dangerous terrain , while inside a safe corridor a protective space is formed with an alarm the alarm region is predicted for the length of the safe corridor, and in the case of crossing the terrain with a safe corridor on both sides of the predicted trajectory, as well as in the case of the intersection of the terrain with the safe corridor on one side of the predicted trajectory and at the same time the predicted emergency signal area, a space study by varying the parameters of the safe corridor and the corresponding predicted trajectory by sequential search, it is possible safe changes in the trajectory angle, permissible turning radii in the ranges of possible changes in the value of ground speed and direction of lateral maneuvering, determine safe options for changing flight parameters and the corresponding maneuvers of the aircraft, the aforementioned maneuvers of the aircraft are displayed in a form convenient for the pilot to select the most effective of them flight conditions.

Наиболее близким техническим решением к заявляемому изобретению является изобретение по патенту RU №2388058 «Способ и система для содействия пилотированию воздушного судна, летящего на малой высоте» [4] (принято за прототип).The closest technical solution to the claimed invention is the invention according to patent RU No. 2388058 "Method and system to facilitate the piloting of an aircraft flying at low altitude" [4] (adopted as a prototype).

Изобретение относится к системам управления самолетом. Способ заключается в том, что автоматически и повторяющимся образом выполняются операции определения траектории уклонения, определения профиля местности, определения предельного угла, представления пилоту на просмотровом экране характерного знака, который отображает предельный угол и который связан с угловой шкалой. Система содержит первое средство для определения траектории уклонения, второе средство для определения профиля местности, третье средство для определения предельного угла, средство отображения для представления на просмотровом экране характерного знака. Воздушное судно по первому варианту содержит вышеуказанную систему. Воздушное судно по второму варианту содержит вышеуказанную систему, которая осуществляет способ, заключающийся в том, что автоматически и повторяющимся образом выполняются операции определения траектории уклонения, определения профиля местности, определения предельного угла, представления пилоту на просмотровом экране характерного знака, который отображает предельный угол и который связан с угловой шкалой. Технический результат заключается в повышении безопасности.The invention relates to aircraft control systems. The method consists in the fact that the operations of determining the deviation trajectory, determining the terrain profile, determining the limit angle, and presenting the pilot with a characteristic sign that displays the limit angle and which is associated with the angle scale are performed automatically and repeatedly. The system comprises first means for determining a deviation trajectory, second means for determining a terrain profile, third means for determining a limiting angle, and display means for representing a characteristic sign on a viewing screen. The aircraft according to the first embodiment contains the above system. The aircraft according to the second embodiment contains the above system, which implements the method consisting in the fact that the operations of determining the deviation trajectory, determining the terrain profile, determining the limiting angle, and presenting the pilot with a characteristic sign that displays the limiting angle and which connected to an angular scale. The technical result is to increase security.

Для достижения указанного технического результата согласно настоящему изобретению упомянутый способ примечателен тем, что автоматически и повторяющимся образом выполняются операции, на которых:To achieve the specified technical result according to the present invention, the aforementioned method is remarkable in that operations are automatically and repeatedly performed in which:

а) определяют по меньшей мере одну траекторию уклонения по меньшей мере на предопределенном расстоянии перед воздушным судном, причем упомянутая траектория уклонения соответствует боковой траектории на малой высоте и содержит по меньшей мере один боковой поворот;a) determining at least one deviation path at least at a predetermined distance in front of the aircraft, said evasion path corresponding to a lateral path at low altitude and comprising at least one lateral turn;

b) определяют профиль местности, находящейся под этой траекторией уклонения;b) determine the profile of the terrain under this deviation path;

c) в зависимости от упомянутого профиля местности определяют по меньшей мере первый предельный угол, соответствующий углу, по которому должен лететь самолет, чтобы иметь возможность пролететь над упомянутой местностью по всему упомянутому предопределенному расстоянию вдоль упомянутой траектории уклонения;c) depending on said terrain profile, at least a first limit angle is determined corresponding to the angle over which the plane must fly in order to be able to fly over said terrain over the entire said predetermined distance along said deviation path;

d) представляют пилоту на просмотровом экране по меньшей мере первый характерный знак, который отображает упомянутый первый предельный угол и который связан с угловой шкалой, с которой также связан символ, иллюстрирующий вектор путевой скорости воздушного судна.d) present to the pilot, on the viewing screen, at least a first characteristic sign that displays said first limit angle and which is associated with an angle scale, to which is also associated a symbol illustrating the ground speed vector of the aircraft.

Недостатком использования существующего метода является тот факт, что для выполнения увода с опасной высоты, во-первых, летчику предоставляется несколько вариантов траекторий увода, для выбора наиболее эффективного из них в условиях необходимости быстрого принятия решения, что увеличивает психическую и физическую нагрузку летчика, во-вторых, приводит к существенному усложнению программно-алгоритмического обеспечения системы автоматического управления (САУ) ЛА, что может отразиться на итоговой надежности САУ. В связи с этим крайне актуальной становится задача выполнения автоматического увода ЛА с опасной высоты, легкореализуемой в САУ существующих и перспективных ЛА.The disadvantage of using the existing method is the fact that, to carry out the withdrawal from a dangerous height, firstly, the pilot is provided with several options for the escape paths, to select the most effective of them in the conditions of the need for a quick decision, which increases the pilot’s mental and physical load, secondly, it leads to a significant complication of the software and algorithmic support of the automatic control system (ACS) of the aircraft, which may affect the final reliability of the ACS. In this regard, it becomes extremely urgent to perform the automatic removal of aircraft from a dangerous height, easily implemented in self-propelled guns of existing and prospective aircraft.

Предлагаемое изобретение направлено на решение задачи обеспечения устойчивости движения и безопасности выполнения летательным аппаратом (ЛА) пикирующего маневра. Технический результат заключается в повышении безопасности полета в режиме увода ЛА с опасной высоты.The present invention is aimed at solving the problem of ensuring traffic stability and the safety of the aircraft performing a dive maneuver. The technical result is to increase flight safety in the mode of withdrawal of aircraft from a dangerous height.

Технический результат достигается за счет применения способа управления, который реализуется в системе управления в продольном канале пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов в режиме увода с опасной высоты при работе по наземным объектам (Система) с астатическим законом управления по невязке угловой скорости тангажа.The technical result is achieved through the use of a control method that is implemented in a control system in the longitudinal channel of manned and unmanned aerial vehicles in the mode of removal from a dangerous height when working on ground objects (System) with an astatic control law for the discrepancy of the pitch angular velocity.

Система состоит из модальной системы дистанционного управления (СДУ) и цифровой системы траекторного управления (СТУ), радиовысотомера малых высот (РВ), системы воздушных сигналов (СВС) для измерения вертикальной скорости V_y и воздушной скорости V, бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС) в составе датчика нормальной перегрузки n_у, датчика угловой скорости тангажа ω_z, датчика положения ручки летчика Х_р.The system consists of a modal remote control system (CDS) and a digital trajectory control system (STU), a low-altitude radio altimeter (RV), an airborne signal system (SHS) for measuring vertical speed V _y and air speed V, a strapdown inertial navigation system (SINS) as part of the normal overload sensor n _y , the pitch angular velocity sensor ω _z , the pilot’s position sensor X _p .

В СДУ поступают данные с датчиков первичной информации БИНС, от СВС, РВ и датчика положения ручки летчика Х_р. В состав СДУ входят блок формирования приведенного коэффициента подъемной силы

в зависимости от условий полета по высоте и воздушной скорости, вычислитель желаемой передаточной функции W_ж(р) по критерию Шомбера-Гертсена [5] оптимальной управляемости по угловой скорости тангажа ω_zm, на вход которого подключены сигналы

и Х_р, и вычислитель формирования астатической невязки по разности (ω_z-ω_zm), входы которого соответственно соединены с датчиками угловой скорости тангажа ω_z и вычислителем W_ж(p), а выход соединен с первым входом электрогидравлического привода, второй вход которого соединен с выходом демпфера по сигналу ω_zm и n_у. Модальная СДУ работает на всех режимах полета ЛА.The CDS receives data from the primary information sensors of the SINS, from the SHS, RV and the position sensor of the handle of the pilot X _r . The composition of the CDS includes a unit for the formation of a reduced coefficient of lift

depending on the flight conditions in altitude and airspeed, the calculator of the desired transfer function W _w (p) according to the Schomber-Gertsen criterion [5] for optimal controllability in terms of pitch angular velocity ω _zm , to the input of which signals are connected

and X _p , and a calculator of the formation of an astatic residual by difference (ω _z -ω _zm ), the inputs of which are respectively connected to the pitch angular velocity sensors ω _z and the calculator W _w (p), and the output is connected to the first input of the electro-hydraulic drive, the second input of which connected to the damper output by the signal ω _zm and n _у . Modal CDS works in all flight modes of the aircraft.

Для обеспечения формирования закона управления в состав СТУ введены вычислитель управления высотой (ВУВ) и вычислитель алгоритма (ВАСОВ) формирования сигнала опасной высоты Н_оп, на вход которого поступают сигнал текущей высоты с выхода радиовысотомера Н_РВ, сигнал безопасной высоты H_бо=Н_оп+ΔH, введенный на пульте РВ и корректируемый сигнал вертикальной скорости с выхода СВС.To ensure the formation of the control law, the STU includes a height control computer (WAV) and an algorithm computer (BASOV) for generating a signal of a dangerous height H _op , the input of which receives a signal of the current height from the output of the radio altimeter H _PB , a signal of safe height H _bo = H _op + ΔH entered on the remote control panel and the corrected signal of vertical speed from the SHS output.

При условии Н_РВ≤Н_бо+k⋅V_y с выхода ВАСОВ выдается сформированный сигнал Н_оп, который поступает на вход вычислителя управления высотой (ВУВ) и обеспечивает начало его работы. Также на соответствующие входы ВУВ поступают сигналы Н_РВ, Н_бо и k⋅V_у, при этом на выходе ВУВ формируется сигнал управления гидравлическим приводом ЛА в виде:Under the condition Н _РВ ≤Н _bo + k⋅V _y , the generated signal Н _{op is} output from the BACS output, which is fed to the input of the height control computer (BSC) and provides the beginning of its operation. Also, the signals of N _RV , N _Bo and k⋅V _y are received at the corresponding inputs of the IWB, while at the output of the IWF, a control signal for the aircraft hydraulic drive is generated in the form:

где U_СТУ=k₁(H_PB-H_бо)+k₂V_y – управляющий сигнал СТУ;where U _STU = k ₁ (H _PB -H _bo ) + k ₂ V _y - control signal STU;

k - масштабный коэффициент для формирования скорректированного значения вертикальной скорости V_ускор;k is the scale factor for the formation of the corrected values of the vertical velocity V _accele ;

k₁ - коэффициент закона управления СТУ в невязке по высоте;k ₁ - coefficient of the law of control of the STU in the residual in height;

k₂ - коэффициент закона управления СТУ по вертикальной скорости;k ₂ - coefficient of control law STU in vertical speed;

k₄ - коэффициент закона управления модальной СДУ в пропорциональной и интегральной составляющих по невязке в угловых скоростях тангажа;k ₄ is the coefficient of the control law of the modal CDS in the proportional and integral components of the residual in the pitch angular velocities;

k₅ - коэффициент закона управления модальной СДУ по вертикальной перегрузке.k ₅ - coefficient of the control law of the modal CDS for vertical overload.

Описание работы СистемыSystem Description

Взятая за прототип система содействия пилотированию воздушного судна, летящего на малой высоте, включает в себя три автоматических действия: сначала задается угол наклона траектории, ЛА начинает набирать высоту, далее срабатывает режим приведения к горизонту и затем выполняется стабилизация заданной высоты полета траекторным контуром управления (СТУ). При этом летчик может испытывать сильные перегрузки, а угловая скорость слежения средствами ПВО может сильно уменьшиться, что в итоге увеличивает вероятность поражения ЛА средствами ПВО.The pilot assistance system for piloting an aircraft flying at low altitude, taken as a prototype, includes three automatic actions: first, the trajectory angle is set, the aircraft starts to climb, then the horizon reduction mode is activated, and then the specified flight altitude is stabilized by the trajectory control loop (STU ) In this case, the pilot may experience severe overloads, and the angular tracking speed by air defense systems can greatly decrease, which ultimately increases the likelihood of aircraft being hit by air defense systems.

В целях формирования переходных процессов в контуре «летчик - система автоматического управления», близких к апериодическим, и в целях уменьшения умственной и физической нагрузки, которая непосредственно влияет на безопасность полета, предлагается следующий подход к построению алгоритма синтеза ЛА.In order to form transient processes in the “pilot - automatic control system” circuit, which are close to aperiodic, and in order to reduce mental and physical stress, which directly affects flight safety, the following approach to the construction of an aircraft synthesis algorithm is proposed.

Вводится понятие безопасной высоты, отличающейся от опасной высоты на допустимую величину приращения.The concept of safe altitude is introduced, which differs from the dangerous altitude by the permissible increment value.

Логика переключения сигналов управления при выполнении увода с опасной высоты формируется следующим образом:The logic for switching control signals when performing a move from a dangerous height is formed as follows:

если Н_РВ>Н_бо+V_ускор, то из СТУ на вход электрогидравлического привода стабилизатора поступает сигнал управления:if H _PB > H _bo + V _acceleration , then from the STU the control signal is received at the input of the electro-hydraulic drive of the stabilizer:

U_СТУ=k₃(V_y-V_узад), если Н_РВ<H_бо+V_ускор, то U_СТУ=k₁(Н_РВ-H_бo)+k₂V_y,U _STU = k ₃ (V _y -V _bridle ), if Н _РВ <H _bo + V _acceleration , then U _STU = k ₁ (Н _РВ -H _bo ) + k ₂ V _y ,

где V_y - вертикальная скорость ЛА,where V _y - the vertical speed of the aircraft,

и вводится в закон управления для уменьшения перерегулирования, т.е. выполняет функцию демпфера;and introduced into the control law to reduce overshoot, i.e. acts as a damper;

Н_бо - безопасная высота,N _bo - safe height,

здесь:here:

Н_бо=Н_оп+ΔΗ; Н_РВ - текущая высота полета, измеренная радиовысотомером малых высот; N _bo = N _op + ΔΗ; N _RV - current flight altitude, measured by low-altitude radio altimeter;

U_СТУ - управляющий сигнал системы траекторного управления;U _STU - control signal of the trajectory control system;

k₃ - коэффициент закона управления СТУ по невязке в вертикальных скоростях.k ₃ - coefficient of control law STU for residual in vertical speeds.

В качестве решения задачи обеспечения безопасности полета при работе по наземным целям предлагается алгоритм увода с опасной высоты с применением модальной системы, которая реализуется в СДУ и имеет следующие особенности:As a solution to the problem of ensuring flight safety when working on ground targets, an algorithm for moving away from a dangerous height using a modal system that is implemented in the CDS and has the following features is proposed:

наличие внутреннего контура оптимальной управляемости по критерию Шомбера-Гертсена;the presence of an internal contour of optimal controllability according to the Schomber-Gertsen criterion;

наличие астатического закона управления по невязке угловой скорости тангажа.the presence of an astatic control law for the discrepancy of the pitch angular velocity.

Указанный контур СДУ принимает из бортового измерительного комплекса ЛА данные об угловой скорости тангажа, скоростном напоре и нормальной перегрузке.The specified circuit of the CDS receives data from the aircraft’s on-board measuring system about the pitch angular velocity, pressure head and normal overload.

Процедура выполнения маневра увода с опасной высоты относится к траекторному контуру управления, который в общем случае решает следующие задачи:The procedure for performing a maneuver of escape from a dangerous height refers to the trajectory control loop, which generally solves the following tasks:

управление перегрузкой;congestion management;

управление высотой полета;flight altitude control;

управление вертикальной скоростью;vertical speed control;

увод с опасной высоты.withdrawal from a dangerous height.

В СТУ для каждого режима управления ЛА сформирован свой алгоритм управления. Перед выполнением пикирования летчик переводит ЛА в заданную точку полетного задания и задает требуемую вертикальную скорость.In STU, for each aircraft control mode, its own control algorithm is formed. Before performing a dive, the pilot transfers the aircraft to the given point of the flight mission and sets the required vertical speed.

На пульте РВ вводится информация о высоте: (Н_бо=Н_оп+ΔН).On the remote control RV information is entered on the height: (N _bo = N _op + ΔN).

Для обеспечения формирования закона управления СТУ ЛА в вертикальной плоскости при решении задачи увода с опасной высоты используется информация от следующих измерительных средств ЛА:To ensure the formation of the control law of the STU of the aircraft in a vertical plane when solving the problem of removal from a dangerous height, information from the following measuring instruments of the aircraft is used:

вертикальная скорость от СВС;vertical speed from SHS;

истинная высота полета по показанию радиовысотомера.true altitude as indicated by a radio altimeter.

Выполняя пикирование, летчик или автоматика задает требуемую вертикальную скорость -V_y.Performing a dive, the pilot or automation sets the desired vertical speed -V _y .

Алгоритм определения момента получения сигнала Н_оп.The algorithm for determining the moment of receipt of the signal N _op .

Сигнал Н_оп (

) формируется при условии Н_бо+V_ускор≥Н_РВ. Этот сигнал запоминается в бортовом вычислителе в целях исключения повторных срабатываний. В этом случае летчику выдаются звуковой и визуальный сигналы об опасной высоте. Если автоматический полет ЛА продолжается, то алгоритм СТУ переводит ЛА в режим управления высотой.Signal H _op (

) is formed under the condition Н _bo + V _acceleration ≥Н _РВ . This signal is stored in the on-board computer in order to avoid repeated operations. In this case, the pilot is given audible and visual signals of dangerous altitude. If the automatic flight of the aircraft continues, then the STU algorithm puts the aircraft in altitude control mode.

Логика и законы управления ЛА в режиме увода с опасной высоты имеют следующий вид:The logic and laws of aircraft control in the mode of removal from a dangerous height are as follows:

Следовательно, управление осуществляется по высоте для достижения Н_бо. При этом обеспечивается выход на Н_бо с углом наклона траектории θ=0°. Указанный алгоритм позволяет работать и в холмистой местности со склоном не более 6°.Therefore, the control is carried out in height to achieve N _bo . In this case, an exit to N _bo is provided with an angle of inclination of the trajectory θ = 0 °. The specified algorithm allows you to work in hilly terrain with a slope of not more than 6 °.

В итоге на электрогидравлический привод стабилизатора поступает следующий сигнал:As a result, the following signal is received on the electro-hydraulic drive of the stabilizer:

Иллюстрация работы алгоритма приведена на фигуре 1:An illustration of the operation of the algorithm is shown in figure 1:

1 - траектория ухода ЛА с опасной высоты.1 - trajectory of aircraft departure from a dangerous height.

В результате сформированного маневра уменьшается нормальная перегрузка, ЛА выходит на Н_бо, a V_y стремится к нулю. При этом полет выполняется на безопасной высоте, летчик может наблюдать за происходящим вокруг и перейти на ручное управление ЛА. Применение указанного способа в итоге приведет к уменьшению умственной и физической нагрузки летчика.As a result of the maneuver formed, the normal overload decreases, the aircraft enters N _bo , and V _y tends to zero. At the same time, the flight is performed at a safe altitude, the pilot can observe what is happening around and switch to manual control of the aircraft. The application of this method will ultimately lead to a decrease in the mental and physical load of the pilot.

Увод с опасной высоты может быть выполнен полностью в автоматическом режиме. При этом за летчиком остается только функция контроля выполнения увода.Dangerous altitude withdrawal can be performed fully automatically. In this case, the pilot remains only with the control function of the withdrawal.

Указанный алгоритм может быть применен в системах автоматического управления современных беспилотных летательных аппаратов с различным комплексом бортового оборудования.The specified algorithm can be applied in automatic control systems of modern unmanned aerial vehicles with a variety of on-board equipment.

На фигуре 2 приведена структурная схема системы увода самолета с опасной высоты: 2 - радиовысотомер малых высот РВ; 3 - система воздушных сигналов СВС; 4 - цифровая система траекторного управления (СТУ); 5 - бесплатформенная инерциальная навигационная система (БИНС); 6 - модальная система дистанционного управления; 7 - электрогидравлический привод ЛА;The figure 2 shows a structural diagram of a system for moving an aircraft from a dangerous height: 2 - radio altimeter low altitude PB; 3 - system of air signals SHS; 4 - digital trajectory control system (STU); 5 - strapdown inertial navigation system (SINS); 6 - modal remote control system; 7 - electro-hydraulic drive aircraft;

q - сигнал измерения скоростного напора с СВС;q is the signal for measuring the pressure head from the SHS;

Н_РВ - сигнал текущей высоты с выхода PB;N _PB - signal of the current height from the output PB;

V_y - сигнал вертикальной скорости;V _y is the signal of vertical speed;

ω_z - сигнал с датчика угловой скорости тангажа;ω _z is the signal from the pitch angular velocity sensor;

n_у - сигнал с датчика нормальной перегрузкиn _y - signal from the normal overload sensor

U, U_СДУ и U_СДУ - сигналы управления;U, U _CDU and U _CDU - control signals;

ϕ_ст - угол поворота стабилизатора ЛА.ϕ _article - the angle of rotation of the aircraft stabilizer.

Результаты моделирования работы системы увода с опасной высоты при M=0,4 представлены ниже на фигурах 3, 4, 5, 6, 7, 8:The simulation results of the system of removal from a dangerous height at M = 0.4 are presented below in figures 3, 4, 5, 6, 7, 8:

на фигуре 3 изображено: H_rw - значение высоты от радиовысотомера, по оси абсцисс приводится время, в сек;the figure 3 shows: H _rw - the height value from the radio altimeter, the time in seconds is given on the abscissa axis;

на фигуре 4 изображена: V_y - величина вертикальной скорости от системы воздушных сигналов, по оси абсцисс приводится время, в сек;the figure 4 shows: V _y - the magnitude of the vertical speed from the system of air signals, the abscissa shows the time, in seconds;

на фигуре 5 показан результат срабатывания признака увода с опасной высоты как функция времени, в сек;figure 5 shows the result of the operation of the sign of withdrawal from a dangerous height as a function of time, in seconds;

на фигуре 6 показано сравнение данных с выхода желаемой эталонной модели и с выхода объекта в режиме увода с опасной высотыfigure 6 shows a comparison of data from the output of the desired reference model and from the output of the object in the mode of removal from a dangerous height

на фигуре 6, г изображено: AL - значение угла атаки с датчика угла атаки (ДУА), ALM - угол атаки желаемой эталонной модели как функции времени, в сек;the figure 6, d shows: AL is the value of the angle of attack from the sensor of the angle of attack (ALE), ALM is the angle of attack of the desired reference model as a function of time, in seconds;

на фигуре 6, д изображена: NyG - величина нормальной перегрузки с датчика линейных ускорений (ДЛУ) (БИНС) как функция времени, в сек;the figure 6, e shows: NyG - the magnitude of the normal overload from the linear acceleration sensor (DLU) (SINS) as a function of time, in seconds;

на фигуре 6, е изображена: OMZ - угловая скорость тангажа с датчика угловой скорости (ДУС) (БИНС), OMZM - угловая скорость тангажа желаемой эталонной модели как функции времени;figure 6, e shows: OMZ is the angular pitch velocity from the angular velocity sensor (DLS) (SINS), OMZM is the angular pitch velocity of the desired reference model as a function of time;

на фигуре 6, ж изображен: ТЕТАk - угол тангажа с БИНС, tetatr - угол наклона траектории как функции времени, в сек.figure 6, g shows: TETAk - pitch angle with SINS, tetatr - angle of inclination of the trajectory as a function of time, in seconds.

На фигуре 7 - показаны результаты моделирования работы модальной системы в боковом канале в режиме увода с опасной высоты.Figure 7 - shows the results of modeling the operation of the modal system in the side channel in the mode of removal from a dangerous height.

На фигуре 7, з изображен: gamma - угол крена с БИНС как функция времени, в сек;The figure 7, h shows: gamma - roll angle with SINS as a function of time, in sec;

на фигуре 7, и изображена: оmx - угловая скорость крена с датчика угловых скоростей (БИНС) как функция времени, в сек;in figure 7, and depicted: omx is the angular roll velocity from the angular velocity sensor (SINS) as a function of time, in sec;

на фигуре 7, к изображена: оту - угловая скорость рысканья с датчика угловых скоростей (БИНС) как функция времени, в сек;the figure 7, k shows: otu - the angular velocity of yaw from the angular velocity sensor (SINS) as a function of time, in seconds;

на фигуре 7, л изображен: beta - угол скольжения с датчика аэродинамических углов как функция времени, в сек;in figure 7, l shows: beta is the angle of slip from the aerodynamic angle sensor as a function of time, in seconds;

на фигуре 7, м изображена: nz - боковая перегрузка как функция времени, в сек.the figure 7, m shows: nz - lateral overload as a function of time, in seconds.

Полученные данные моделирования подтверждают возможность реализации изобретения с заявленным техническим результатом.The obtained simulation data confirm the possibility of implementing the invention with the claimed technical result.

Источники информации  Information sources

1. Патент России №2262746, кл. МПК G08G 5/04, заявл. 10.06.2004 г., опубл. 20.10.2005 г. 1. Patent of Russia No. 2262746, class. IPC G08G 5/04, declared 06/10/2004, publ. October 20, 2005

2. Патент России №2271039, кл. МПК G08G 5/04, B64D 45/04, заявл. 24.03.2005 г., опубл. 27.02.2006 г. 2. Patent of Russia No. 2271039, cl. IPC G08G 5/04, B64D 45/04, declared March 24, 2005, publ. 02/27/2006

3. Патент России №3376645, кл. МПК G08G 5/04, заявл. 29.12.2008, опубл. 2012.2009.3. Patent of Russia No. 3376645, cl. IPC G08G 5/04, declared 12/29/2008, publ. 2012.2009.

4. Патент России №2388058, кл. МПК G08G 5/04, заявл. 12.06.2006, опубл. 27.07.2009.4. Patent of Russia No. 2388058, cl. IPC G08G 5/04, declared 06/12/2006, publ. 07/27/2009.

5. Shomber H., Gertsen W. - Longitudinal Handing Qualities Griteria: an Evaluation. AIAA Paper, N65-780, 1965 y.5. Shomber H., Gertsen W. - Longitudinal Handing Qualities Griteria: an Evaluation. AIAA Paper, N65-780, 1965 y.

Claims (8)

Система управления в продольном канале пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов в режиме увода с опасной высоты при работе по наземным объектам, состоящая из радиовысотомера малых высот (РВ), системы воздушных сигналов (СВС) для измерения вертикальной скорости V_y и воздушной скорости V, бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС) в составе датчика нормальной перегрузки n_y, датчика угловой скорости тангажа ω_z и датчика положения ручки летчика Х_р, цифровой системы траекторного управления (СТУ) и модальной системы дистанционного управления (СДУ) в составе блока формирования приведенного коэффициента подъемной силы

в зависимости от условий полета по высоте и воздушной скорости, вычислителя желаемой передаточной функции W_ж(р) по критерию Шомбера-Гертсена оптимальной управляемости по угловой скорости тангажа ω_zm, на вход которого подключены сигналы

и X_р, и вычислителя формирования астатической невязки по разности (ω_z-ω_zm), входы которого соответственно соединены с датчиками угловой скорости тангажа ω_z и вычислителем W_ж(р), а выход соединен с первым входом электрогидравлического привода, второй вход которого соединен с выходом демпфера по сигналу ω_zm и n_y, причем в СДУ поступают данные с датчиков первичной информации БИНС, от СВС, РВ и датчика положения ручки летчика Х_р, отличающаяся тем, что в состав СТУ введен вычислитель управления высотой (ВУВ) и вычислитель алгоритма (ВАСОВ) для формирования сигнала опасной высоты Н_оп, на вход которого поступают сигнал текущей высоты с выхода радиовысотомера малых высот Н_РВ, сигнал безопасной высоты Н_бо = Н_оп+ΔН, введенный с пульта РВ, и корректируемый сигнал вертикальной скорости с выхода СВС, при условии H_PB≤H_бо+k⋅V_y c выхода ВАСОВ выдается сформированный сигнал Н_оп, который поступает на вход вычислителя управления высотой (ВУВ) и обеспечивает начало его работы, также на соответствующие входы ВУВ поступают сигналы H_РВ, H_бо и k⋅V_y, при этом на выходе ВУВ формируется сигнал управления гидравлическим приводом ЛА по правилу:The control system in the longitudinal channel of manned and unmanned aerial vehicles in the mode of removal from dangerous heights when working on ground objects, consisting of a low-altitude radio altimeter (RV), an airborne signal system (AAS) for measuring vertical speed V _y and air speed V, strapdown inertial the navigation system (BINS), composed of sensor overload normal n _y, the sensor of angular velocity ω _z and the pitch position sensor handles pilot X _p, a digital trajectory control system (CTS) and the modal system d station control (CDS) within the block formation given lift coefficient

depending on flight conditions in altitude and airspeed, calculator of the desired transfer function W _w (p) according to the Schombert-Gertsen criterion of optimal controllability in terms of pitch angular velocity ω _zm , to the input of which signals are connected

and X _p, the calculator forming astatic residual from the difference (ω _z -ω _zm), whose inputs are respectively connected with sensors of angular velocity ω _z and the pitch calculator W _x (p), and an output connected to a first input of an electrohydraulic actuator, the second input of which connected to the output of the damper by the signal ω _zm and n _y , and the SDS receives data from the primary information sensors SINS, from the SHS, RV and the position sensor of the pilot’s pen X _p , characterized in that the STU has a height control computer (VUV) and algorithm calculator (YOU) for f forming a signal of a dangerous height N _op , the input of which receives a signal of the current height from the output of the low-altitude radio altimeter N _RV , a signal of a safe height N _bo = N _op + ΔN, entered from the RV console, and a corrected vertical speed signal from the SHS output, provided that H _PB ≤H _bo + k⋅V _y from the BASOV output, the generated signal N _op is generated, which is fed to the input of the height control computer (HVA) and provides the beginning of its operation, also the signals H _PB , H _bo and k⋅V are received at the corresponding inputs of the HAV _y , at the same time, a control signal hydraulic hydraulic drive according to the rule:

,

, где U_СТУ=k₁{Н_РВ-H_бо)+k₂V_y - управляющий сигнал СТУ;where U _STU = k ₁ (N _RV -H _bo ) + k ₂ V _y - control signal STU; k - масштабный коэффициент для формирования скорректированного значения вертикальной скорости V_yскор;k is the scale factor for the formation of the corrected values of the vertical velocity V _yskor ; k₁ - коэффициент закона управления СТУ в невязке по высоте;k ₁ - coefficient of the law of control of the STU in the residual in height; k₂ - коэффициент закона управления СТУ по вертикальной скорости;k ₂ - coefficient of control law STU in vertical speed; k₄ - коэффициент закона управления модальной СДУ в пропорциональной и интегральной составляющих по невязке в угловых скоростях тангажа;k ₄ is the coefficient of the control law of the modal CDS in the proportional and integral components of the residual in the pitch angular velocities; k₅ - коэффициент закона управления модальной СДУ по вертикальной перегрузке.k ₅ - coefficient of the control law of the modal CDS for vertical overload.

Images