RU2691510C1 - Automatic control system of drone by roll angle - Google Patents

Automatic control system of drone by roll angle Download PDF

Info

Publication number
RU2691510C1
RU2691510C1 RU2018119117A RU2018119117A RU2691510C1 RU 2691510 C1 RU2691510 C1 RU 2691510C1 RU 2018119117 A RU2018119117 A RU 2018119117A RU 2018119117 A RU2018119117 A RU 2018119117A RU 2691510 C1 RU2691510 C1 RU 2691510C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
adder
input
control system
roll angle
amplifier
Prior art date
Application number
RU2018119117A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Валерий Михайлович Лохин
Михаил Петрович Романов
Сергей Викторович Манько
Анатолий Яковлевич Лащев
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "МИРЭА - Российский технологический университет"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "МИРЭА - Российский технологический университет" filed Critical Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "МИРЭА - Российский технологический университет"
Priority to RU2018119117A priority Critical patent/RU2691510C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2691510C1 publication Critical patent/RU2691510C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Feedback Control In General (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: automatic control system of drone by roll angle comprises three adder, actuator, angular speed sensor, roll angle sensor, differentiator, integrator, five amplifiers connected in certain manner.
EFFECT: higher stability of control system, improved quality of transient processes under action of coordinate-parametric interference.
1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами, а именно к системам управления беспилотными летательными аппаратами (БПЛА) самолетного типа. Полет БПЛА осуществляется при любых погодных условиях и при действии на него координатных и параметрических помех. Точность работы БПЛА при действии помех уменьшается и может произойти потеря устойчивости. Для обеспечения компенсации помех используются грубые (робастные) системы и системы адаптивного управления.The invention relates to the field of control systems of aircraft, namely to control systems of unmanned aerial vehicles (UAVs) of aircraft type. The flight of the UAV is carried out in all weather conditions and under the action of coordinate and parametric interference on it. The accuracy of the operation of the UAV under the action of interference decreases and stability loss may occur. To ensure interference compensation, coarse (robust) systems and adaptive control systems are used.

При построении робастных систем управления точно параметры объекта управления не известны, а известны диапазоны их изменения - они не являются постоянными. Именно поэтому возникают непреодолимые трудности построения систем управления нестационарными объектами. Регуляторы строятся на основании «средних» значений параметров, определяемых из знания диапазона их изменения. В результате построенные робастные системы не могут точно обеспечивать желаемые эталонные режимы работы системы управления нестационарными объектами, т.к. они не используют при формировании управления отклонения реальных режимов работы от эталонных.When building robust control systems, the exact parameters of the control object are not known, and the ranges of their changes are known - they are not constant. That is why there are insurmountable difficulties in the construction of control systems for non-stationary objects. Regulators are based on the "average" values of the parameters determined from knowledge of the range of their changes. As a result, the constructed robust systems cannot accurately provide the desired reference modes of operation of the control system for non-stationary objects, since they do not use deviations of real operating modes from the reference ones in the formation of the control.

Наиболее близким техническим решением к предлагаемому изобретению (прототипом) является система автоматического управления БПЛА, содержащая первый сумматор и последовательно соединенные исполнительное устройство, БПЛА и датчик угла крена, вход которого соединен со входом датчика угловой скорости крена [Лебедев А.А. и др. Динамика систем управления беспилотным летательным аппаратом. - М.: Машиностроение, 1965. - 528 с., с. 220-222].The closest technical solution to the present invention (prototype) is the automatic control system of the UAV, containing the first adder and serially connected actuator, UAV and the roll angle sensor, the input of which is connected to the input of the angular velocity sensor roll [Lebedev A.A. and others. The dynamics of control systems for unmanned aerial vehicles. - M .: Mashinostroenie, 1965. - 528 p., P. 220-222].

Недостатком известного технического решения являются сложность системы управления, низкий запас устойчивости, а также пониженное качество переходных процессов при действии на БПЛА координатно-параметрических помех. При этом в процессе полета БПЛА изменение внешней среды (давления, температуры, высоты полета, скорости и направления ветра и т.п.) приводят к изменению параметров дифференциального уравнения БПЛА, а значит и к изменению запасов устойчивости и качества переходных процессов в системе управления.A disadvantage of the known technical solutions are the complexity of the control system, a low stability margin, as well as a low quality of transients under the action of coordinate-parametric interference on the UAV. In the process of flight, the UAV changes the external environment (pressure, temperature, flight altitude, wind speed and direction, etc.) lead to changes in the parameters of the differential equation of the UAV, and therefore changes in the stability and quality stocks of transients in the control system.

Технический результат, достигаемый в настоящем изобретении, заключается в упрощении системы управления, повышении ее запасов устойчивости, улучшении качества переходных процессов при действии на объект управления (беспилотный летательный аппарат) координатно-параметрических помех.The technical result achieved in the present invention is to simplify the control system, increase its stability margins, improve the quality of transient processes when acting on a control object (unmanned aerial vehicle) of coordinate-parametric interference.

Указанный технический результат достигается тем, что система автоматического управления беспилотным летательным аппаратом по углу крена, содержащая первый сумматор и последовательно соединенные исполнительное устройство, беспилотный летательный аппарат и датчик угла крена, вход которого соединен со входом датчика угловой скорости крена, отличается от прототипа тем, что она дополнительно содержит дифференциатор, интегратор, два сумматора и пять усилителей, вход системы управления через первый сумматор соединен со входом исполнительного устройства, а через последовательно соединенные первый усилитель, второй сумматор, интегратор, третий сумматор и второй усилитель - со вторым входом первого сумматора, выход датчика угловой скорости крена подключен через дифференциатор ко второму входу третьего сумматора, а через третий усилитель - к третьему входу третьего сумматора, выход датчика угла крена через четвертый усилитель соединен с четвертым входом третьего сумматора, а через пятый усилитель - со вторым входом второго сумматора.This technical result is achieved by the fact that the automatic control system of an unmanned aerial vehicle by roll angle, containing the first adder and serially connected actuator, unmanned aerial vehicle and roll angle sensor, the input of which is connected to the input of the angular velocity sensor, differs from the prototype in that it additionally contains a differentiator, an integrator, two adders and five amplifiers, the control system input is connected to the performer through the first adder the first amplifier, the second adder, the integrator, the third adder and the second amplifier with the second input of the first adder, the output of the angular velocity sensor of the roll is connected through a differentiator to the second input of the third adder, and through the third amplifier to the third input of the third device adder, the output of the roll angle sensor through the fourth amplifier is connected to the fourth input of the third adder, and through the fifth amplifier to the second input of the second adder.

Предложенное в настоящем изобретении техническое решение позволяет компенсировать влияние координатно-параметрических помех и приводит к ликвидации вышеупомянутых недостатков известного технического решения (прототипа) задачи управления БПЛА по углу крена.Proposed in the present invention, the technical solution allows to compensate for the influence of coordinate-parametric interference and leads to the elimination of the aforementioned disadvantages of the known technical solution (prototype) of the task of controlling the UAV in roll angle.

На чертеже (фиг. 1) изображена система автоматического управления БПЛА, где приняты следующие обозначения:In the drawing (Fig. 1) shows the automatic control system of the UAV, where the following notation:

1 - первый сумматор,1 - the first adder,

2 - исполнительное устройство (привод),2 - actuator (drive)

3 - беспилотный летательный аппарат (объект управления),3 - unmanned aerial vehicle (control object),

4 - второй усилитель,4 - the second amplifier

5 - датчик угловой скорости крена,5 - angular velocity sensor roll,

6 - датчик угла крена,6 - roll angle sensor

7 - первый усилитель,7 - the first amplifier

8 - третий сумматор,8 - the third adder,

9 - дифференциатор,9 - differentiator

10 - интегратор,10 - integrator

11 - четвертый усилитель,11 - the fourth amplifier

12 - второй сумматор,12 - the second adder,

13 - пятый усилитель,13 - the fifth amplifier

14 - третий усилитель,14 - the third amplifier

uk(t) - корректирующее управление,u k (t) - corrective control,

ХЗ(t) - задание для системы управления,X G (t) - task for the control system,

u(t) - управление,u (t) - control,

Figure 00000001
- сигнал рассогласования,
Figure 00000001
- mismatch signal,

Figure 00000002
- коэффициент усиления усилителей (7) и (13).
Figure 00000002
- gain of amplifiers (7) and (13).

Функционирует предлагаемая система управления следующим образом.Operates the proposed control system as follows.

Сигнал задания ХЗ(t) поступает на вход системы управления БПЛА - на первый вход первого сумматора (1) и на вход первого усилителя (7). На второй вход первого сумматора (1) поступает сигнал коррекции uk(t), который сформирован элементами схемы системы управления 1, 4-13. В результате формируется сигнал управления:The reference signal X 3 (t) is fed to the input of the UAV control system - to the first input of the first adder (1) and to the input of the first amplifier (7). The second input of the first adder (1) receives the correction signal u k (t), which is formed by the elements of the control system 1, 4-13. As a result, a control signal is generated:

u(t)=XЗ(t)+uk(t).u (t) = X З (t) + u k (t).

В процессе функционирования системы управления в полете на БПЛА воздействуют параметрические F(t) и координатные ƒ(t) помехи, которые приводят к ошибкам управления. С целью компенсации действия помех методом покомпонентного формирования управления (МПФУ) [Лащев А.Я. Синтез адаптивных систем управления с использованием идеи параметрических отрицательных обратных связей / Автоматика и телемеханика, 1994, №4, с. 108-116; Лащев А.Я. Управление жесткостью крепления упруго-деформируемых элементов конструкций / Приборы и системы. Управление, контроль, диагностика, 2006, №7, с. 8-12] формируется корректирующее управление uk(t):During the operation of the control system in flight, the UAV is affected by parametric F (t) and coordinate (t) disturbances, which lead to control errors. In order to compensate for the effect of interference by the method of component-wise control formation (MFC) [A. Ya. Laschev Synthesis of adaptive control systems using the idea of parametric negative feedbacks / Automation and Remote Control, 1994, №4, p. 108-116; Laschev A.Y. Control of stiffness of fastening of elastically-deformable structural elements / Devices and systems. Management, control, diagnostics, 2006, №7, p. 8-12] is formed corrective control u k (t):

Figure 00000003
Figure 00000003

При этом параметры k,

Figure 00000004
,
Figure 00000005
и
Figure 00000006
- постоянные коэффициенты усиления соответственно второго усилителя (4), первого усилителя (7) и пятого усилителя (13), четвертого усилителя (11) и третьего усилителя (14). Эти параметры выбираются из условия обеспечения устойчивости и желаемого качества переходного процесса.In this case, the parameters k,
Figure 00000004
,
Figure 00000005
and
Figure 00000006
- constant gains, respectively, of the second amplifier (4), the first amplifier (7) and the fifth amplifier (13), the fourth amplifier (11) and the third amplifier (14). These parameters are selected from the condition of ensuring sustainability and the desired quality of the transition process.

Сигнал uk(t) поступает на вход первого сумматора, выход которого соединен с входом исполнительного устройства (привода) (2), который формирует на своем выходе сигнал, отклоняющий рули (элероны) БПЛА (рули на схеме не указаны). Динамика привода представляется апериодическим звеном первого порядка.The signal u k (t) is fed to the input of the first adder, the output of which is connected to the input of the actuator (actuator) (2), which forms at its output a signal deflecting the rudders (ailerons) of the UAV (the rudders are not shown in the diagram). Drive dynamics is a first-order aperiodic link.

В результате поток воздуха поворачивает БПЛА на некоторый угол x(t), который измеряется датчиком угла крена (6) и датчиком угловой скорости крена (5), а после окончания переходного процесса точно будет равен сигналу ХЗ(t) задания системы.As a result, the air flow rotates the UAV at a certain angle x (t), which is measured by the roll angle sensor (6) and the roll angular velocity sensor (5), and after the end of the transition process it will be exactly equal to the signal X 3 (t) of the system reference.

Это видно из уравнения корректирующего управления uk(t). Действительно, при равенстве x(t)=ХЗ(t) сигнал на входе интегратора (10) будет равен нулю, а на его выходе ровно такой сигнал, который обеспечивает это равенство. При этом будет скомпенсировано и действие координатно-параметрических помех, действующих на БПЛА.This can be seen from the corrective control equation u k (t). Indeed, when x (t) = X 3 (t) is equal, the signal at the input of the integrator (10) will be equal to zero, and at its output there will be exactly such a signal that ensures this equality. This will compensate for the effect of coordinate-parametric interference acting on the UAV.

Таким образом, предложенная грубая (робастная) система управления в отличие от известных является системой нового типа - грубой системой управления с коррекцией управления по выходу, когда сигнал управления формируется с учетом отклонения системы от его желаемого движения. Ввиду того, что при наличии интегратора (10) система является астатической, она в статике будет, в отличие от известных робастных систем, обеспечивать равенство сигнала задания ХЗ(t) выходному сигналу x(t) БПЛА. В динамике это равенство легко обеспечить выбором коэффициента k-коэффициента усиления второго усилителя (4).Thus, the proposed coarse (robust) control system, in contrast to the known ones, is a new type of system — a coarse control system with an output control correction, when the control signal is formed taking into account the deviation of the system from its desired motion. Given that the presence of the integrator (10), the system is astatic, it will in the static, unlike known robust systems ensure equality instruction signal X Z (t) the output signal x (t) of the UAV. In dynamics, this equality is easy to ensure by choosing the k-gain factor of the second amplifier (4).

Claims (1)

Система автоматического управления беспилотным летательным аппаратом по углу крена, содержащая первый сумматор, исполнительное устройство и датчик угла крена беспилотного летательного аппарата, при этом вход указанного датчика угла крена соединен со входом датчика угловой скорости крена, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит дифференциатор, интегратор, два сумматора и пять усилителей, вход системы управления через первый сумматор соединен со входом исполнительного устройства, а через последовательно соединенные первый усилитель, второй сумматор, интегратор, третий сумматор и второй усилитель - со вторым входом первого сумматора, выход датчика угловой скорости крена подключен через дифференциатор ко второму входу третьего сумматора, а через третий усилитель - к третьему входу третьего сумматора, выход датчика угла крена через четвертый усилитель соединен с четвертым входом третьего сумматора, а через пятый усилитель - со вторым входом второго сумматора.The automatic control system of an unmanned aerial vehicle along a roll angle, comprising a first adder, an actuator and a roll angle sensor of an unmanned aerial vehicle, wherein the input of said roll angle sensor is connected to the input of the roll angle sensor, characterized in that it further comprises a differentiator, integrator, two adders and five amplifiers, the control system input through the first adder is connected to the input of the actuator, and through series-connected first input The amplifier, the second adder, the integrator, the third adder and the second amplifier - with the second input of the first adder, the output of the angular velocity sensor of the list are connected via a differentiator to the second input of the third adder, and through the third amplifier - to the third input of the third adder, the output of the angle sensor of the fourth angle the amplifier is connected to the fourth input of the third adder, and through the fifth amplifier to the second input of the second adder.
RU2018119117A 2018-05-24 2018-05-24 Automatic control system of drone by roll angle RU2691510C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018119117A RU2691510C1 (en) 2018-05-24 2018-05-24 Automatic control system of drone by roll angle

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018119117A RU2691510C1 (en) 2018-05-24 2018-05-24 Automatic control system of drone by roll angle

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2691510C1 true RU2691510C1 (en) 2019-06-17

Family

ID=66947616

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018119117A RU2691510C1 (en) 2018-05-24 2018-05-24 Automatic control system of drone by roll angle

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2691510C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2753776C1 (en) * 2020-10-16 2021-08-23 Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") Adaptive system for controlling a manned aerial vehicle in the roll channel

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2207613C1 (en) * 2002-03-15 2003-06-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт "Гранит" Airborne equipment of control systems of drone
RU2443602C2 (en) * 2009-11-26 2012-02-27 Московский государственный университет приборостроения и информатики Aircraft pitch automatic control system
US9037315B2 (en) * 2013-06-06 2015-05-19 Raytheon Company Air vehicle control system and method
RU2587773C2 (en) * 2014-10-03 2016-06-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет) (МАИ) Method for rough control by spatial movement of aircraft and system therefor

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2207613C1 (en) * 2002-03-15 2003-06-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт "Гранит" Airborne equipment of control systems of drone
RU2443602C2 (en) * 2009-11-26 2012-02-27 Московский государственный университет приборостроения и информатики Aircraft pitch automatic control system
US9037315B2 (en) * 2013-06-06 2015-05-19 Raytheon Company Air vehicle control system and method
RU2587773C2 (en) * 2014-10-03 2016-06-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет) (МАИ) Method for rough control by spatial movement of aircraft and system therefor

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ИВАЩЕНКО Н.Н. АВТОМАТИЧЕСКОЕ РЕГУЛИРОВАНИЕ, М., МАШИНОСТРОЕНИЕ, 1978, с.29,30. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2753776C1 (en) * 2020-10-16 2021-08-23 Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") Adaptive system for controlling a manned aerial vehicle in the roll channel

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Gavilan et al. Adaptive control for aircraft longitudinal dynamics with thrust saturation
US8185255B2 (en) Robust control effector allocation
CN107807663A (en) Unmanned plane based on Self Adaptive Control, which is formed into columns, keeps control method
Tran et al. Control augmentation system design for quad-tilt-wing unmanned aerial vehicle via robust output regulation method
CN102789527A (en) Particle swarm optimization method for airplane trim
RU2691510C1 (en) Automatic control system of drone by roll angle
Ansari et al. Retrospective cost adaptive control of generic transport model under uncertainty and failure
Spencer et al. An adaptive pid autotuner for multicopters with experimental results
Safwat et al. Robust Nonlinear Flight Controller For Small Unmanned Aircraft Vehicle based on Incremental BackStepping
Kim et al. Robust path following control via command-filtered backstepping scheme
US2875965A (en) Automatic flight control system
CN107450313B (en) Unmanned aerial vehicle autopilot control system based on self-adaptive control
Sato Robust gain-scheduled flight controller using inexact scheduling parameters
US3510090A (en) Automatic altitude control apparatus for aircraft
CN112198797A (en) Unmanned aerial vehicle height multistage control system and method
EP0290532B1 (en) Synthetic speed stability flight control system
US3128967A (en) Command
Safwat et al. Generic UAV autopilot prototype based on adaptive modified incremental backstepping
Kang et al. Envelop expansion flight test of flight control systems for TR-60 tilt-rotor UAV
Omori et al. Flight test of fault-tolerant flight control system using simple adaptive control with PID compensator
Romanenko et al. Aircraft lateral-directional control without a roll command in the autopilot
Saldiran et al. Incremental Nonlinear Dynamic Inversion-Based Trajectory Tracking Controller for an Agile Quadrotor: Design, Analysis, and Flight Tests Results
US2948494A (en) Control systems for dirigible craft
EP4027210A1 (en) Methods and apparatus for observer-based landing control of a vehicle
US3171617A (en) Control apparatus for aircraft