RU2654238C1 - Способ управления беспилотным планирующим летательным аппаратом - Google Patents
Способ управления беспилотным планирующим летательным аппаратом Download PDFInfo
- Publication number
- RU2654238C1 RU2654238C1 RU2017104148A RU2017104148A RU2654238C1 RU 2654238 C1 RU2654238 C1 RU 2654238C1 RU 2017104148 A RU2017104148 A RU 2017104148A RU 2017104148 A RU2017104148 A RU 2017104148A RU 2654238 C1 RU2654238 C1 RU 2654238C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- uav
- coordinate system
- guidance
- angle
- point
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 14
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims abstract description 25
- 239000013598 vector Substances 0.000 claims abstract description 14
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000004422 calculation algorithm Methods 0.000 description 4
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 2
- 230000014509 gene expression Effects 0.000 description 2
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 2
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005094 computer simulation Methods 0.000 description 1
- 230000008014 freezing Effects 0.000 description 1
- 238000007710 freezing Methods 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F17/00—Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Theoretical Computer Science (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Software Systems (AREA)
- Mathematical Physics (AREA)
- Databases & Information Systems (AREA)
- Data Mining & Analysis (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
Abstract
Изобретение относится к способу управления планирующим беспилотным летательным аппаратом (БПЛА). Для управления БПЛА в каждом цикле наведения на каждую опорную точку решают краевую задачу наведения в сопровождающей системе координат с началом на текущем радиус-векторе центра масс БПЛА на высоте, равной высоте очередной опорной точки траектории, преобразуют полученные компоненты требуемого ускорения в скоростную и полускоростную системы координат, определяют требуемые значения угла аэродинамического крена и угла атаки. Обеспечивается управление БПЛА на больших расстояниях от точки наведения. 3 ил., 2 табл.
Description
Изобретение относится к области наведения беспилотных планирующих летательных аппаратов (БПЛА) и может быть использовано при создании и эксплуатации таких летательных аппаратов.
Наиболее близким к данному изобретению является описанный способ управления движением БПЛА, базирующийся на следующих основных положениях:
1. БПЛА движется в высоких слоях атмосферы с большой начальной скоростью, обладает существенным аэродинамическим качеством и возможностью автономного управления величиной и направлением аэродинамической подъемной силы путем целенаправленного изменения угла аэродинамического крена ϕ и угла атаки α. На фиг. 1 представлена схема БПЛА с действующими на нее аэродинамическими силами: подъемной силой и силой лобового сопротивления , а также показана схема введения угла аэродинамического крена ϕ и угла атаки α с использованием связанной с БПЛА - Sx1y1z1, скоростной - SxVyVzV и полускоростной - систем координат.
2. Управление БПЛА заключается в последовательном наведении на каждую из совокупности опорных точек траектории Mj (j=1, …, N), заданной геодезическими координатами Bj, Lj, Hj, и направлений их пролета, заданных углами азимута Aj и наклона к местным горизонтам θj.
3. Наведение БПЛА осуществляется с использованием терминального метода наведения «по требуемому ускорению» [1], который включает решение краевой задачи наведения с целью определения требуемого ускорения, обеспечивающего перевод БПЛА из текущего положения в требуемое конечное, задаваемое в каждой очередной опорной точке траектории. Требуемое ускорение как функция времени движения на оставшейся части пути к опорной точке определяется для управления движением БПЛА в поперечном направлении и реализуется путем придания БПЛА соответствующих значений угла аэродинамического крена и угла атаки . Движение в продольном направлении осуществляется по инерции. Определение и реализация величин углов и осуществляются в каждом цикле наведения Tцн, измеряемом долями секунды, в течение всего времени движения БПЛА к очередной точке наведения.
Краевая задача наведения предполагает выбор целевой системы координат, в которой задаются уравнения движения БПЛА и краевые условия. В прототипе в качестве целевой выбрана прямоугольная система координат Mjxyz с началом в опорной точке Mj, осью Mjx, ориентированной азимутом Aj и углом наклона траектории θj, осью Mjz в плоскости местного горизонта и осью Mjy, дополняющей систему координат до правой (фиг. 2). Предполагается, что текущие параметры движения БПЛА - r(t), V(t) - в реальном полете определяются бортовой навигационной системой, а при компьютерном моделировании полета БПЛА - из интегрирования системы дифференциальных уравнений, описывающей движение БПЛА. Пусть, например, известны значения текущих параметров движения БПЛА в гринвичской геоцентрической относительной системе координат Oξηζ. Из полетного задания известны геодезические координаты опорных точек Mj, преобразуемые в систему координат
Система уравнений движения БПЛА в целевой системе координат Mjxyz при допущении о безынерционном выполнении задаваемых управляющих команд в векторной форме имеет вид:
где кажущееся ускорение БПЛА от суммарной аэродинамической силы разделено на «полезную» часть - требуемое управляющее ускорение и «вредную» часть - ускорение от силы сопротивления движению БПЛА; - ускорение от силы притяжения Земли в точке Mj.
4. Краевые условия задачи наведения в системе координат Mjxyz задаются в следующем виде:
- в текущей точке траектории или на «левом» конце краевой задачи наведения
а матрицы направляющих косинусов - и , связывающие относительную геоцентрическую гринвичскую систему координат Oξηζ с целевой Mjxyz, легко определяются, поскольку известны углы Bj, Aj и θj.
Краевые условия в конечной точке траектории или на «правом» конце краевой задачи наведения имеют вид:
Время движения БПЛА на оставшейся части пути к точке наведения T прогнозируется в каждом цикле наведения Tцн с использованием гипотезы о равномерном прямолинейном движении БПЛА на оставшейся части пути:
В краевой задаче требуется на временном интервале [t, tк]=[0≤τ≤T] определить вектор - функцию , удовлетворяющую краевым условиям (2) и ограничению на величину угла атаки, заданную соотношением:
Решение краевой задачи в аналитическом виде в прототипе получено при представлении требуемого ускорения в форме простой интегрируемой функции - временного полинома первого порядка:
При допущениях, что поле притяжения Земли на участке сближения БПЛА с точкой наведения принимается однородным, а ускорение силы притяжения - равным ускорению в точке Mj-g(r), и неучете вращения Земли, система уравнений (1) декомпозируется на три независимых подсистемы, из которых «полезные» компоненты ускорения определяются в виде проекций вектор-функции (6) на оси Mjy и Mjz целевой системы координат Mjxyz:
оптимальному по затратам энергии (или - для планирующего ЛА - по потерям скорости движения) управлению ЛА при наведении его на цель. Представим их в виде:
где значения коэффициентов A(y), B(y), A(z), B(z) на любой момент времени из интервала [0≤τ≤T] определяются после интегрирования упомянутых подсистем уравнений с краевыми условиями (2) и (3). В результате определяются программы изменения управляющих ускорений в виде:
Преобразование требуемых ускорений из вида (7), (8) к виду, реализуемому органами управления БПЛА, осуществляется следующим образом. Сначала требуемые ускорения преобразуются в полускоростную систему координат:
а требуемое значение угла аэродинамического крена на момент τ, в качестве которого задается момент из очередного цикла наведения Tцн, например , рассчитывается по формуле:
Требуемое значение угла атаки определяется после определения проекций требуемого ускорения в скоростной системе координат:
где матрица, связывающая полускоростную систему координат со скоростной системой координат, имеет вид:
Однако сначала из выражения
в котором левая часть определена по формуле (12), а в правой части известны значения массы m и характерной площади крыла БПЛА, значения скорости V, высоты полета H и соответствующей плотности атмосферы ρ, определяется требуемое значение коэффициента подъемной силы .
Требуемое значение угла атаки определяется с помощью таблиц, представляющих зависимость аэродинамических коэффициентов от высоты H, числа Маха M и угла атаки α. По известным значениям , H, M методом итераций определяется требуемое значение угла атаки . По другой таблице определяется соответственно значение аэродинамического коэффициента силы лобового сопротивления , , используемого при математическом моделировании движения БПЛА.
Недостатком ближайшего аналога является его непригодность для управления БПЛА на больших - порядка нескольких тысяч километров - расстояниях от точки наведения. Причиной этому является зависимость величин параметров y, z, Vy, Vz, служащих краевыми условиями в краевой задаче наведения, от положения летательного аппарата в целевой системе координат. На больших удалениях от начала системы координат (фиг. 3) из-за кривизны траектории БПЛА параметры y, z, Vy, Vz принимают очень большие значения и, как следствие (см. формулы (7), (8)), становятся большими значения требуемых ускорений , и соответственно значение требуемого угла атаки .
В результате условие (5) не выполняется и управление движением БПЛА осуществляется на большей части маршрута при значениях . А это приводит к существенным потерям скорости движения из-за сопротивления атмосферы.
Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанного недостатка в бортовом алгоритме наведения БПЛА.
Технический результат достигается тем, что в каждом цикле наведения на каждую опорную точку траектории решают краевую задачу наведения, полученные компоненты требуемого ускорения преобразуют в полускоростную и в скоростную системы координат и с их помощью определяют требуемые значения угла аэродинамического крена и угла атаки, краевую задачу наведения решают в сопровождающей системе координат с началом на текущем радиус-векторе центра масс БПЛА на высоте, равной высоте очередной опорной точки траектории.
За счет применения в качестве целевой системы координат в краевой задаче наведения сопровождающей системы координат, в которой краевые условия на левом конце определяются и всегда остаются малыми, требуемые значения ускорения и угла атаки во все время наведения на опорные точки траектории остаются малыми и малыми оказываются потери скорости БПЛА из-за сопротивления атмосферы.
Сущность изобретения поясняется приведенным ниже описанием, фиг. 1-3 и подтверждается примером моделирования траектории БЛА при реализации ближайшего способа и предложенного способа управления в таблицах 1, 2.
Суть предлагаемого способа управления БПЛА та же, что и в ближайшем аналоге, только в качестве целевой системы координат, в которой задаются краевые условия и решается краевая задача, выбирается так называемая сопровождающая системы координат Scxcyczc (фиг. 3) с началом на радиус-векторе центра масс БПЛА в точке Sc, высота которой постоянна и равна высоте очередной точки наведения:
Ось Scyc системы Scxcyczc направлена вдоль радиус-вектора от центра масс БПЛА - точки S; ось Sczc - по нормали к плоскости Пс, образуемой двумя радиус-векторами - и , исходящими из центра Земли. Ось Scxc дополняет целевую систему координат до правой.
Модель движения БПЛА в краевой задаче наведения на точку Mj в системе координат Scxcyczc по форме не отличается от модели (1), но теперь уравнения движения интегрируются при других краевых условиях:
На фиг. 3 показано различие величин краевых условий в краевых задачах наведения в одной и той же текущей точке траектории БПЛА в двух описываемых способах управления движением БПЛА.
Проекции вектора скорости на оси системы координат Scxcyczc определяются по формуле:
где матрица направляющих косинусов, связывающая относительную геоцентрическую гринвичскую систему координат с текущей сопровождающей системой координат, определяется в каждом цикле наведения в виде:
где , и входящие в выражения (19) векторы и их модули известны из полетного задания и навигационных измерений.
Необходимо отметить, что при сближении БПЛА с каждой опорной точкой значение центрального угла Фj между векторами и стремится к нулю и, как следствие, система координат Scxcyczc (см. формулы (19)) вырождается. Аналогично вырождаются и величины (смотри формулы (7), (8)) при T→0. Выходом из этих ситуаций служит «замораживание» расчета направления орта при достижении в процессе наведения выполнения условия Фj≤Фmin - минимально допустимого значения угла, а во втором случае - при достижении условия T≤Tцн - продолжительности цикла наведения.
Значения проекций требуемого ускорения на оси целевой системы координат Scxcyczc теперь имеют вид:
Далее алгоритм определения требуемых значений управляющих параметров - угла аэродинамического крена и угла атаки - не отличается от алгоритма описанного выше способа-прототипа. По формулам вида (9), (10), (11), в которых в качестве проекций вектора скорости БПЛА вместо проекций на оси системы координат Mjxyz используются одноименные проекции скорости на оси сопровождающей системы координат Scxcyczc, определяются требуемые значения ускорений в полускоростной системе координат и требуемое значение угла аэродинамического крена . Далее по формулам, аналогичным формулам (12), (13), рассчитывается проекция требуемого ускорения на ось Syν скоростной системы координат и определяется требуемое значение аэродинамического коэффициента подъемной силы .
На фиг. 3 представлена схема, иллюстрирующая различия величин текущих параметров движения БПЛА, используемых при решении краевой задачи наведения в двух описанных выше целевых системах координат в качестве краевых условий. Из приведенной схемы видно, что величины y и Vу, определяемые в системе координат Mjxyz, при больших расстояниях текущей точки траектории S от точки Mj существенно больше (по модулю) величин yc и из-за влияния кривизны траектории на участке движения БПЛА к точке Mj. Следовательно, величины проекций требуемого ускорения в сопровождающей системе координат, вычисляемые по формулам (19), (20), окажутся значительно меньше, чем вычисляемые по формулам (7), (8) в целевой системе координат Mjxyz. Далее цепочки вычислений по двум описанным алгоритмам приводят к существенно различным значениям требуемого угла атаки и, как следствие, к существенно различным величинам силы лобового сопротивления атмосферы. В результате при использовании в краевой задаче сопровождающей системы координат в качестве целевой системы координат уменьшаются потери скорости, увеличивается располагаемая дальность полета БПЛА.
Кроме того, при планировании маршрутов БПЛА большой протяженности количество опорных точек, включаемых в состав данных полетного задания, сводится к минимуму и определяется только конфигурацией маршрута. При этом нет необходимости кроме координат опорных точек задавать требуемые значения азимутов и углов наклона траектории, так как требуемые направления движения БПЛА после пролета опорных точек задаются направлением первой оси сопровождающей системы координат.
В таблице 1, 2 представлены результаты моделирования движения БПЛА при двух описанных выше способах управления на одном и том же участке пути при одних и тех же начальных условиях.
Источник информации
1. Горченко Л.Д. Метод терминального наведения по требуемому ускорению аэродинамически управляемых летательных аппаратов. Журнал «Полет», №6, М.: Машиностроение, 1999, с 21-24.
Claims (1)
- Способ управления беспилотным планирующим летательным аппаратом, заключающийся в том, что в каждом цикле наведения на каждую опорную точку траектории решают краевую задачу наведения, полученные компоненты требуемого ускорения преобразуют в полускоростную и в скоростную системы координат и с их помощью определяют требуемые значения угла аэродинамического крена и угла атаки, отличающийся тем, что краевую задачу наведения решают в сопровождающей системе координат с началом на текущем радиус-векторе центра масс беспилотного планирующего летательного аппарата на высоте, равной высоте очередной опорной точки траектории.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017104148A RU2654238C1 (ru) | 2017-02-08 | 2017-02-08 | Способ управления беспилотным планирующим летательным аппаратом |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017104148A RU2654238C1 (ru) | 2017-02-08 | 2017-02-08 | Способ управления беспилотным планирующим летательным аппаратом |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2654238C1 true RU2654238C1 (ru) | 2018-05-17 |
Family
ID=62153070
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017104148A RU2654238C1 (ru) | 2017-02-08 | 2017-02-08 | Способ управления беспилотным планирующим летательным аппаратом |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2654238C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109947123A (zh) * | 2019-02-27 | 2019-06-28 | 南京航空航天大学 | 一种基于视线导引律的无人机路径跟踪与自主避障方法 |
RU2708412C1 (ru) * | 2019-03-22 | 2019-12-06 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Способ управления беспилотным планирующим летательным аппаратом на траекториях с изменениями направлений движения в заданных опорных точках |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8038062B2 (en) * | 2007-06-05 | 2011-10-18 | Raytheon Company | Methods and apparatus for path planning for guided munitions |
US8103398B2 (en) * | 2003-06-20 | 2012-01-24 | L-3 Unmanned Systems, Inc. | Unmanned aerial vehicle control systems |
RU2554568C2 (ru) * | 2013-10-09 | 2015-06-27 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МО РФ | Способ формирования маневров произвольной конфигурации на конечном участке траектории планирующего беспилотного летательного аппарата |
RU2571567C2 (ru) * | 2013-11-14 | 2015-12-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкорпорация "Росатом") | Способ управления движением аэробаллистического летательного аппарата по заданной пространственной траектории |
US20160104382A1 (en) * | 2014-10-14 | 2016-04-14 | The Boeing Company | Method for creating and choosing a determinate piloting strategy for an aircraft |
-
2017
- 2017-02-08 RU RU2017104148A patent/RU2654238C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8103398B2 (en) * | 2003-06-20 | 2012-01-24 | L-3 Unmanned Systems, Inc. | Unmanned aerial vehicle control systems |
US8038062B2 (en) * | 2007-06-05 | 2011-10-18 | Raytheon Company | Methods and apparatus for path planning for guided munitions |
RU2554568C2 (ru) * | 2013-10-09 | 2015-06-27 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МО РФ | Способ формирования маневров произвольной конфигурации на конечном участке траектории планирующего беспилотного летательного аппарата |
RU2571567C2 (ru) * | 2013-11-14 | 2015-12-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкорпорация "Росатом") | Способ управления движением аэробаллистического летательного аппарата по заданной пространственной траектории |
US20160104382A1 (en) * | 2014-10-14 | 2016-04-14 | The Boeing Company | Method for creating and choosing a determinate piloting strategy for an aircraft |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109947123A (zh) * | 2019-02-27 | 2019-06-28 | 南京航空航天大学 | 一种基于视线导引律的无人机路径跟踪与自主避障方法 |
RU2708412C1 (ru) * | 2019-03-22 | 2019-12-06 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Способ управления беспилотным планирующим летательным аппаратом на траекториях с изменениями направлений движения в заданных опорных точках |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Yao et al. | UAV feasible path planning based on disturbed fluid and trajectory propagation | |
CN109740198B (zh) | 一种基于解析预测的滑翔飞行器三维再入制导方法 | |
Lee et al. | Formation flight of unmanned aerial vehicles using track guidance | |
Slegers et al. | Optimal control for terminal guidance of autonomous parafoils | |
Kownacki et al. | Local and asymmetrical potential field approach to leader tracking problem in rigid formations of fixed-wing UAVs | |
CN103245257B (zh) | 基于Bezier曲线的多约束飞行器导引方法 | |
CN111399531A (zh) | 一种高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法 | |
CN111580547A (zh) | 一种高超声速飞行器编队控制方法 | |
Manjunath et al. | Application of virtual target based guidance laws to path following of a quadrotor UAV | |
De Ridder et al. | Optimal longitudinal trajectories for reusable space vehicles in the terminal area | |
RU2654238C1 (ru) | Способ управления беспилотным планирующим летательным аппаратом | |
He et al. | Energy-optimal waypoint-following guidance considering autopilot dynamics | |
CN115454115A (zh) | 基于混合灰狼-粒子群算法的旋翼无人机路径规划方法 | |
CN110232215B (zh) | 考虑机动任务需求的三维剖面分层迭代规划方法、***及介质 | |
Ruangwiset | Path generation for ground target tracking of airplane-typed UAV | |
CN112258896A (zh) | 基于航迹的无人机融合空域运行方法 | |
Bestaoui et al. | Time optimal 3D trajectories for a lighter than air robot with second order constraints with a piecewise constant acceleration | |
Yoon et al. | Spiral landing guidance law design for unmanned aerial vehicle net-recovery | |
RU2708412C1 (ru) | Способ управления беспилотным планирующим летательным аппаратом на траекториях с изменениями направлений движения в заданных опорных точках | |
Zheng et al. | Model predictive static programming rendezvous trajectory generation of unmanned aerial vehicles | |
Goncharenko et al. | A method to maneuver aeroballistic missiles under counteractions | |
Li et al. | Adaptive sliding mode formation control for multiple flight vehicles with considering autopilot dynamic | |
RU2623361C1 (ru) | Способ сокращения потерь скорости и времени при осуществлении маневра заданной конфигурации беспилотным летательным аппаратом планирующего типа | |
Liesk et al. | Design and experimental validation of a controller suite for an autonomous, finless airship | |
Huang et al. | Study on multi-path planning and tracking control of the UCAV based on evolutionary algorithm |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190209 |