RU2695897C1 - Method and system for controlling longitudinal movement during takeoff on flight strip and climbing of unmanned aerial vehicle with specially arranged front and rear wings - Google Patents

Method and system for controlling longitudinal movement during takeoff on flight strip and climbing of unmanned aerial vehicle with specially arranged front and rear wings Download PDF

Info

Publication number
RU2695897C1
RU2695897C1 RU2018137730A RU2018137730A RU2695897C1 RU 2695897 C1 RU2695897 C1 RU 2695897C1 RU 2018137730 A RU2018137730 A RU 2018137730A RU 2018137730 A RU2018137730 A RU 2018137730A RU 2695897 C1 RU2695897 C1 RU 2695897C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
angle
attack
link
uav
runway
Prior art date
Application number
RU2018137730A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Лаврентий Лаврентьевич Ловицкий
Айгуль Булатовна Бадретдинова
Original Assignee
Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова"
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 Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" filed Critical Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова"
Priority to RU2018137730A priority Critical patent/RU2695897C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2695897C1 publication Critical patent/RU2695897C1/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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/08—Aircraft not otherwise provided for having multiple wings
    • 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)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

FIELD: aviation; control systems.
SUBSTANCE: group of inventions relates to a method and a system for controlling the trajectory long run on a flight strip and a climbing of the unmanned aerial vehicle (UAV) with the front and rear wings articulated on the keel. To implement the method, based on the results of preliminary simulation of UAV longitudinal movement in the calculation unit, analytical dependencies and values of all parameters required during model testing are generated, required parameters are measured and selected to smooth rudder oscillations and avoiding short-term detachments from the flight strip, which ensures fast climb when sufficient lifting force is achieved. Control system comprises in-series correcting links of steering contours wheels of front and rear wings. Contour of rear wing rudders control comprises measurement unit, oscillating link, nonlinear link with linearity zone and angular speed limitation, differentiating link, adder, aperiodic link, nonlinear link with linear zone and rudder height limitation. Contour of rudders control of front fenders includes unit of calculations, contour compares link by angle of attack, amplifier by angle of attack, adder, aperiodic link, nonlinear link with linear zone and rudder limitation height, connected in certain manner.
EFFECT: higher AC stability at flight strip run area and climbing.
2 cl, 7 dwg

Description

Изобретения относятся к летным испытаниям (ЛИ) беспилотных авиационных комплексов способных решать задачи различного назначения, а именно, к способу управления продольным движением при разбеге по взлетно-посадочной полосе и наборе высоты беспилотного летательного аппарата (БПЛА) с сочлененными на киле передними и задними крыльями и системе для его осуществления.The invention relates to flight tests (LI) of unmanned aerial systems capable of solving tasks of various purposes, namely, to a method of controlling longitudinal movement during take-off and landing run and climb of an unmanned aerial vehicle (UAV) with front and rear wings articulated on a keel and system for its implementation.

Создаваемые в настоящее время беспилотные авиационные комплексы могут быть различными по структурному составу, весовым и аэродинамическим характеристикам БПЛА, способам взлета и посадки. Разрабатываются, в том числе, крупногабаритные дистанционно - управляемые БПЛА.The unmanned aircraft systems currently being created can be different in structural composition, weight and aerodynamic characteristics of UAVs, and take-off and landing methods. Large-size, remotely controlled UAVs are being developed.

В проектировании и создании БПЛА необходимым направлением работ является разработка системы автоматического управления (САУ) его движением. Полный цикл создания САУ БПЛА включает в себя несколько этапов. К ним, в частности, относится подготовка и проведение летных испытаний (ЛИ) САУ на участке взлета, посадки и пробега БПЛА по ВПП. В связи с тем, что траектория БПЛА содержит в себе различные режимы полета, в том числе, и движение по взлетно-посадочной полосе (ВПП) необходимо разрабатывать способы автоматического управления для каждого из них, но в тесной взаимосвязи с целью непрерывного процесса моделирования при выходе за пределы указанных участков.In the design and creation of UAVs, the necessary direction of work is the development of an automatic control system (ACS) for its movement. The full cycle of UAV UAV creation includes several stages. These include, in particular, the preparation and conduct of flight tests (LI) of self-propelled guns at the take-off, landing and run of the UAV along the runway. Due to the fact that the UAV trajectory contains various flight modes, including the movement along the runway (runway), it is necessary to develop automatic control methods for each of them, but in close connection with the aim of a continuous simulation process at the exit outside the specified areas.

В предлагаемых изобретениях рассматривается БПЛА с носовым колесом, который по своей аэродинамической схеме представляет ЛА с пространственной несущей системой (ПНС), образованной сочлененными на киле передними и задними крыльями. Такой ЛА имеет характерные особенности в распределении аэродинамических сил и моментов. Ставится задача разработать способы управления движением для обеспечения безопасного взлета, посадки таких БПЛА с самолетным стартом. К концу участка подъема необходимо обеспечить условия для перехода в режим дальнейшего крейсерского полета с требуемыми значениями высоты, скорости и параметров углового положения.In the proposed inventions, a UAV with a nose wheel is considered, which, according to its aerodynamic design, represents an aircraft with a spatial support system (PNS) formed by front and rear wings articulated on the keel. Such an aircraft has characteristic features in the distribution of aerodynamic forces and moments. The task is to develop motion control methods to ensure safe takeoff, landing of such UAVs with an airplane launch. Towards the end of the lift section, it is necessary to provide conditions for transition to a further cruising flight mode with the required values of altitude, speed and angular position parameters.

В описании патента «Самолет» RU 2165377 С1 рассматривается ЛА, в котором крыло выполнено в виде несущей пространственной системы, консоли которой состоят из трех планов, хорды их разнесены по длине и высоте фюзеляжа. Такая конструкция имеет большие отличия от аппарата с сочлененными на киле рулями высоты. В указанной работе рассматриваются в основном вопросы аэродинамической компоновки пространственной несущей системы, вопросы минимизации нагрузок и аэродинамические характеристики, а также прочности и снижения веса такой системы.In the description of the “Airplane” patent RU 2165377 C1, an aircraft is considered, in which the wing is made in the form of a supporting spatial system, the consoles of which consist of three plans, their chords are spaced along the length and height of the fuselage. This design has great differences from the apparatus with elevators articulated on the keel. This work deals mainly with the aerodynamic layout of a spatial support system, the issues of minimizing loads and aerodynamic characteristics, as well as the strength and weight reduction of such a system.

В работе «Development of Control Strategies for the Joined-Wing Aircraft» («Разработка стратегий управления для самолета с сочлененными крыльями») автора Bernardo Cunha института Superior Tecnico, av. RoviscoPais 1, 1049-001 Lisboa, Portuga 16, June 2011 рассматривается БПЛА с сочлененными крыльями. Излагается стратегия управления без руля направления, анализируются коэффициенты устойчивости с использованием программ численных методов аэрогидродинамики. Используется решетка квантования вихрей потока (программа XFOIL). Выделяются шесть управляющих поверхностей на переднем крыле и четыре - на заднем. По всей поверхности назначенной решетки вычисляется распределение давления, подробно анализируется метод корневых годографов. В результате такая необычная конфигурация объединяет задние и передние крылья и отождествляет структуру радара, интегрированного в фюзеляж. С привлечением методов теории управления оценивается эффективность управления. Далее вычисляются проекции сил на горизонтальную плоскость с учетом отклонений управляющих поверхностей.In "Development of Control Strategies for the Joined-Wing Aircraft" (Bernardo Cunha Institute, Superior Tecnico, av. RoviscoPais 1, 1049-001 Lisboa, Portuga 16, June 2011 A UAV with articulated wings is considered. A control strategy without a rudder is described, stability coefficients are analyzed using programs of numerical aerohydrodynamic methods. A flow vortex quantization lattice is used (XFOIL program). There are six control surfaces on the front wing and four on the hind wing. The pressure distribution is calculated over the entire surface of the assigned grid, and the root hodographs method is analyzed in detail. As a result, such an unusual configuration combines the rear and front wings and identifies the structure of the radar integrated into the fuselage. Using methods of control theory, management effectiveness is evaluated. Next, the projection of the forces on the horizontal plane is calculated taking into account the deviations of the control surfaces.

В анализируемой работе рассмотрено достаточно подробно распределение сил по поверхности управляющих органов и использование их в управлении рысканием. В ней не описан способ поворота управляющих органов для управления в вертикальной плоскости на участке разбега по ВПП и набора высоты при условии существенного изменения коэффициентов статической устойчивости на указанных участках полета, что является основным критерием в предлагаемой заявке на патент.In the analyzed work, the distribution of forces on the surface of the governing bodies and their use in yaw control is considered in sufficient detail. It does not describe the method of rotation of the governing bodies to control in a vertical plane on the runway take-off run and climb, provided that the static stability coefficients in these flight sections change significantly, which is the main criterion in the proposed patent application.

Наиболее близким к заявляемым изобретениям являются материалы, изложенные в описании патента «Многоцелевой летательный аппарат» RU 2156717 С2, где рассматривается ЛА с крыльями, соединенными по своим концам пилонами. Такое соединение существенно изменяет конструкцию ЛА и вносит отличие в аэродинамические формы. Указанный ЛА существенно отличается от рассматриваемого в изобретениях. В описании патента рассмотрены в основном конструкторские решения в части распределения нагрузок и укрепления крыльев. Вопросы управления таким аппаратом ограничиваются только рассмотрением усилий на рулях.Closest to the claimed inventions are the materials set forth in the description of the patent "Multipurpose aircraft" RU 2156717 C2, which considers aircraft with wings connected at its ends by pylons. Such a connection significantly changes the design of the aircraft and makes a difference in aerodynamic forms. The specified LA is significantly different from that considered in the inventions. In the patent description, mainly design decisions are considered in terms of load distribution and wing strengthening. The control issues of such an apparatus are limited only to the consideration of efforts on the wheels.

Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в управлении ЛА на всем участке разбега по ВПП при малом угле атаки при статической неустойчивости и на участке набора высоты БПЛА с малым запасом устойчивости в продольном движении, а также на участке статической устойчивости ЛА при переходе на большой угол атаки.The technical result to which the invention is directed is to control the aircraft over the entire runway take-off run at a small angle of attack with static instability and at the UAV climb section with a small margin of stability in longitudinal motion, as well as at the static stability section of the aircraft when switching to high angle of attack.

Для получения указанного технического результата в предлагаемом способе управления продольным движением при разбеге по взлетно-посадочной полосе и наборе высоты беспилотного летательного аппарата с сочлененными на киле передними и задними крыльями, включающем формирование сигналов управления передними и задними крыльями, по результатам предварительного моделирования продольного движения БПЛА в блоке вычислений формируются аналитические зависимости и значения всех параметров, необходимых при испытании модели - плотность атмосферы, кинематическая вязкость, банк аэродинамических характеристик модели в зависимости от числа Маха и угла атаки, параметры модели - характерная площадь, размах крыльев и длина средней аэродинамической хорды, масса. Затем выставляют углы отклонения рулей передних и задних крыльев δВ10 и δВ50 в точке старта согласно расчетным значениям при моделировании с учетом балансировки и параметров корректирующих звеньев; производят измерения текущих значений высоты относительно поверхности ВПП при разбеге и высоты полета после отрыва от ВПП скорости, угла атаки, угловых ускорений относительно центра масс, для контроля измеряют углы скольжения и крена, реакции опор шасси при движении по ВПП. Формируют программу изменения угла атаки αзад, в которой угол атаки выбирается в соответствии с аэродинамическими характеристиками в результате предварительного моделирования, при прямом управлении углом атаки α осуществляется непосредственное управление изменением силовых и моментных аэродинамических характеристик ЛА, которые в явном виде зависят от угла атаки. Программу изменения угла атаки выбирают таким образом, чтобы выполнить начало разбега при минимальных лобовом сопротивлении и подъемной силе, для начального разбега при минимальной тяге двигателя в контур заднего руля δв5 подключают по выходному сигналу угловой скорости ωz колебательное звено, имеющее передаточную функцию

Figure 00000001
где параметры колебательного звена Tk и ζ выбирают с учетом того, чтобы при заданном начальном уровне тяги двигателя обеспечивалось демпфирование угловой скорости ωz при трогании с места, возникающее запаздывание устраняется за счет подключения дифференцирующих звеньев с постоянными времени
Figure 00000002
и
Figure 00000003
, причем дифференцирующий сигнал получается за счет подключения измеренной угловой скорости ωz полученные сигналы по угловым скоростям
Figure 00000004
и
Figure 00000005
суммируются с углами поворота рулей δв10 и δв50, сигналы с сумматоров поступают на вход апериодических звеньев, которые служат для сглаживания колебания рулей и исключают возможность кратковременных отрывов БПЛА от ВПП, при достижении достаточной подъемной силы для отрыва передней стойки увеличивают угол атаки с целью быстрого набора высоты, угол атаки увеличивается до значения, близкого к балансировочному, чтобы при наборе высоты избежать резких колебаний и поворотов рулей на большие углы. Для реализации указанного принципа разбега углы поворота передних и задних рулей высоты δв10 и δв50 формируются по законам:To obtain the specified technical result in the proposed method of controlling longitudinal movement during take-off run along the runway and climbing an unmanned aerial vehicle with front and rear wings articulated on the keel, including the generation of control signals for the front and rear wings, according to the results of preliminary modeling of the UAV longitudinal movement in the block of calculations, analytical dependencies and the values of all parameters necessary for testing the model are formed - atmospheric density s, kinematic viscosity, bank of aerodynamic characteristics of the model depending on the Mach number and angle of attack, model parameters - characteristic area, wingspan and length of the average aerodynamic chord, mass. Then set the angles of deviation of the rudders of the front and rear wings δ B10 and δ B50 at the starting point according to the calculated values in the simulation, taking into account the balancing and the parameters of the correcting links; they measure current altitude values relative to the surface of the runway during take-off and the flight altitude after separation from the runway of speed, angle of attack, angular accelerations relative to the center of mass, to control the measured glide and roll angles, the reaction of landing gear while moving along the runway. A program is developed for changing the angle of attack α back , in which the angle of attack is selected in accordance with the aerodynamic characteristics as a result of preliminary modeling, with direct control of the angle of attack α, the change in the force and moment aerodynamic characteristics of the aircraft is directly controlled, which explicitly depend on the angle of attack. The program for changing the angle of attack is chosen in such a way as to start the take-off run with minimal frontal drag and lift, for the initial take-off run with minimum engine thrust, a vibrational link with a transfer function is connected to the rear steering wheel loop δ b5 by the output signal of angular velocity ω z
Figure 00000001
where the parameters of the vibrational link T k and ζ are chosen taking into account that, at a given initial level of engine thrust, damping of the angular velocity ω z is ensured when starting, the resulting delay is eliminated by connecting differentiating links with time constants
Figure 00000002
and
Figure 00000003
moreover, the differentiating signal is obtained by connecting the measured angular velocity ω z the received signals at angular velocities
Figure 00000004
and
Figure 00000005
they are summed up with the steering angles δ В10 and δ В50 , the signals from the adders are fed to the input of aperiodic links, which serve to smooth the rudder oscillations and exclude the possibility of short-term UAV detachments from the runway; when sufficient lift is reached to detach the front strut, they increase the angle of attack for fast Climbing, the angle of attack increases to a value close to the balancing one, so that when climbing, to avoid sharp fluctuations and turns of the steering wheels at large angles. To implement this principle of take-off, the rotation angles of the front and rear rudders of height δ b10 and δ b50 are formed according to the laws:

Figure 00000006
Figure 00000006

Figure 00000007
Figure 00000007

Figure 00000008
Figure 00000008

где

Figure 00000009
- сигнал по угловой скорости ωz, отфильтрованный и ограниченный по величине, К - коэффициент усиления по углу атаки.Where
Figure 00000009
- signal at angular velocity ω z , filtered and limited in magnitude, K - gain in angle of attack.

В моменты отрыва от ВПП передней и основных стоек шасси, а также переключения тяги двигателя переключаются угол атаки и углы отклонения рулей δв1 и δв5, за счет включения колебательного звена, дифференцирующих звеньев с разными постоянными времени

Figure 00000002
и
Figure 00000003
, апериодических звеньев с постоянными времени T1 и T5 достигается разное быстродействие в контурах рулей δв1 и δв5, контур с большим быстродействием δв1 отслеживает контур с меньшим быстродействием δв5, в итоге поддерживается суммарный момент тангажа mz≈0, и обеспечивается полет с углом атаки, близким к балансировочному, без существенных отклонений рулей и с небольшими колебаниями в короткопериодическом движении, при таком способе управления поддерживается устойчивость и управляемость БПЛА при разбеге и наборе высоты в широком диапазоне изменения углов атаки, высоты и скорости.At the moments of separation from the runway of the front and main landing gear, as well as switching the engine thrust, the angle of attack and the angles of deviation of the rudders δ в1 and δ в5 are switched due to the inclusion of the oscillating link, differentiating links with different time constants
Figure 00000002
and
Figure 00000003
, Aperiodic links with time constants T 1 and T 5 is achieved in different speed the rudders δ contours c1 and c5 δ contour with great speed δ c1 circuit tracks with a smaller speed δ B5, eventually supported by the total pitching moment m z ≈0, and provided flight with an attack angle close to the balancing one, without significant deviations of the rudders and with slight fluctuations in short-period motion, this control method maintains the UAV stability and controllability during take-off and climb in a wide range ONET change the angle of attack, altitude and speed.

Для достижения названного технического результата в предлагаемой системе управления продольным движением при разбеге по ВПП и наборе высоты БПЛА с сочлененными на киле передними и задними крыльями, включающей в себя последовательно связанные корректирующие звенья контуров управления передними и задними крыльями, в контур управления рулями задних крыльев включены последовательно связанные блок измерений, колебательное звено с передаточной функцией

Figure 00000010
нелинейный элемент с зоной линейности и ограничением по угловой скорости
Figure 00000011
на выходе которого получаем сигнал
Figure 00000012
, дифференцирующее звено с постоянной времени
Figure 00000003
, сумматор
Figure 00000013
, апериодическое звено с постоянной времени Т5, нелинейное звено с зоной линейности и ограничением по рулю высоты δB5, на выходе которого получаем величину угла отклонения рулей
Figure 00000014
, а контур управления передним рулем содержит последовательно связанные звенья, включающие в себя блок вычислений, сравнивающее звено контура по углу атаки (α-αзад), усилитель с коэффициентом усиления по углу атаки K, сумматор по углам отклонения передних рулей δB1 апериодическое звено с постоянной времени Т1, нелинейное звено с зоной линейности и ограничением по рулю высоты, на выходе которого получаем величину угла отклонения рулей δВ1ф, при этом выходы нелинейных звенев с зонами линейности и ограничениями по рулям высоты
Figure 00000015
соединены с входами БПЛА и входами блока вычислений; два выхода блока вычислений соединены с входами сумматоров по углам отклонения рулей δB10 и δВ50, а третий вход сумматора по углу отклонения руля δВ10 соединен через дифференцирующее звено с постоянной времени
Figure 00000016
с выходом нелинейного элемента с зоной линейности и ограничением по угловой скорости
Figure 00000017
третий выход блока вычислений сигнала переключения уровня тяги двигателя соединен с входом БПЛА, и блок измерений дополнительно соединен выходом с входом сравнивающего звена контура по углу атаки.To achieve the named technical result in the proposed longitudinal motion control system during runway take-off and UAV climb, with the front and rear wings articulated on the keel, which includes serially connected corrective links of the front and rear wing control loops, the rear wing rudder control loop is connected in series connected measurement unit, oscillating link with transfer function
Figure 00000010
nonlinear element with linearity zone and angular velocity limitation
Figure 00000011
at the output of which we get a signal
Figure 00000012
differentiating link with time constant
Figure 00000003
adder
Figure 00000013
, an aperiodic link with a time constant T 5 , a nonlinear link with a linearity zone and a rudder height limit δ B5 , at the output of which we obtain the value of the rudder deflection angle
Figure 00000014
and the front wheel control loop contains sequentially connected links that include a calculation unit comparing the loop link by angle of attack (α-α rear ), an amplifier with gain by angle of attack K, adder by angles of deflection of the front wheels δ B1 aperiodic link with time constant T 1 , a nonlinear link with a linearity zone and a rudder limit, at the output of which we obtain the rudder deflection angle δ B1f , while the outputs of nonlinear links with linearity zones and elevators
Figure 00000015
connected to the inputs of the UAV and the inputs of the computing unit; two outputs of the calculation unit are connected to the inputs of the adders at the rudder deflection angles δ B10 and δ B50 , and the third adder input at the rudder deflection angle δ B10 is connected through a differentiating link with a time constant
Figure 00000016
with the output of a nonlinear element with a linearity zone and angular velocity limitation
Figure 00000017
the third output of the engine thrust level switching signal calculation unit is connected to the UAV input, and the measurement unit is additionally connected by the output to the input of the comparing link in the angle of attack.

Предлагаемые изобретения иллюстрируются чертежами.The invention is illustrated by drawings.

На фиг. 1 приведена компоновочная схема модели ЛА:In FIG. 1 shows the layout of the model aircraft:

1 - руль высоты внутренний переднего крыла,1 - elevator wheel inner front wing,

2 - руль высоты внешний переднего крыла,2 - elevator front outer wing,

3 - элерон,3 - aileron,

4 - руль высоты внешний заднего крыла,4 - elevator external rear wing,

5 - руль высоты внутренний заднего крыла.5 - elevator internal rear wing.

На фиг. 2 показан ЛА в двух проекциях.In FIG. 2 shows an aircraft in two projections.

На фиг. 3 показан график изменения аэродинамического качества в зависимости от угла атаки α, где:In FIG. 3 shows a graph of changes in aerodynamic quality depending on the angle of attack α, where:

6 - аэродинамическое качество K(α).6 - aerodynamic quality K (α).

ЛА имеет достаточно большое максимальное аэродинамическое качество (K(α)≈25) при α≈4°; при нулевом значении α аэродинамическое качество К(α)≈17.5.The aircraft has a sufficiently large maximum aerodynamic quality (K (α) ≈25) at α≈4 °; at zero α, the aerodynamic quality K (α) ≈17.5.

На фиг. 4 изображена поляра Суа(Сха):In FIG. 4 shows the polar S wa (S ha ):

7 - поляра Суа(Сха),7 - polar S wa (S ha ),

где Сха - аэродинамический коэффициент лобового сопротивлении, where C ha - aerodynamic drag coefficient ,

Суа - аэродинамический коэффициент подъемной силы.С уа - aerodynamic coefficient of lift.

Поляра Суа(Сха) приближается к оси ординат до Сха≈0.02.The polar С уа (С ha ) approaches the ordinate axis to С ha ≈0.02.

На фиг. 5 изображен график изменения коэффициента момента тангажа mz в зависимости от угла атаки α:In FIG. 5 shows a graph of the variation of the pitch moment coefficient m z depending on the angle of attack α:

8 - mz(α).8 - m z (α).

Как видно из этого рисунка, в диапазоне углов α=2÷5° коэффициент mz практически не изменяется, т.е.,

Figure 00000018
- ЛА статически нейтральный, при углах атаки α<2° производная
Figure 00000019
- ЛА неустойчив; при углах атаки α>5°
Figure 00000020
- движение устойчиво.As can be seen from this figure, in the range of angles α = 2 ÷ 5 °, the coefficient m z practically does not change, i.e.,
Figure 00000018
- the aircraft is statically neutral, with the angles of attack α <2 ° derivative
Figure 00000019
- the aircraft is unstable; at angles of attack α> 5 °
Figure 00000020
- the movement is steady.

Структурная схема предлагаемой системы для управления продольным движением при разбеге по взлетно-посадочной полосе и наборе высоты беспилотного летательного аппарата с сочлененным на киле передними и задними крыльями показана на фиг. 6 и содержит:The structural diagram of the proposed system for controlling longitudinal movement during take-off runway and climb of an unmanned aerial vehicle with front and rear wings articulated on the keel is shown in FIG. 6 and contains:

9 - блок измерений;9 - measurement unit;

10 - колебательное звено;10 - oscillatory link;

11 - нелинейное звено с зоной линейности и ограничением по угловой скорости;11 is a nonlinear link with a linearity zone and a limitation in angular velocity;

12 - постоянную времени Тωz5;12 - time constant T ωz5 ;

13 - апериодическое звено с постоянной времени Т5;13 - an aperiodic link with a time constant T 5 ;

14 - нелинейное звено - ограничение по углу поворота руля высоты δв5;14 - non-linear link - restriction on the angle of rotation of the rudder height δ V5 ;

15 - постоянную времени Tωz1;15 - time constant T ωz1 ;

16 - БПЛА - объект управления;16 - UAV - control object;

17 - блок вычислений;17 - block calculations;

18 - коэффициент усиления по углу атаки;18 - gain by angle of attack;

19 - апериодическое звено с постоянной времени Т1;19 - an aperiodic link with a time constant T 1 ;

20 - нелинейное звено - ограничение по углу поворота руля высоты δв1.20 - nonlinear link - restriction on the angle of rotation of the elevator δ in1 .

На фиг. 7 показаны графики изменения параметров продольного движения БПЛА при разбеге и взлете.In FIG. 7 shows graphs of changes in the parameters of the UAV longitudinal motion during take-off and take-off.

21 - угол атаки α;21 - angle of attack α;

22 - тяга двигателя Р;22 - thrust of the engine P;

23 - приращение коэффициента момента Δmz (δв5);23 - increment of the moment coefficient Δm z (δ в5 );

24 - приращение коэффициента момента Δmz (δв1);24 - increment of the moment coefficient Δm z (δ in1 );

25 - угол отклонения руля высоты δв1;25 - angle of deviation of the elevator δ in1 ;

26 - угол отклонения руля высоты δв5;26 - angle of deviation of the elevator δ in 5 ;

27 - скорость V;27 - speed V;

28 - высота Н;28 - height H;

29 - угловая скорость тангажа wz;29 - pitch angular velocity w z ;

30 - коэффициент момента аэродинамических сил mz;30 - coefficient of the moment of aerodynamic forces m z ;

31 - реакция опоры N1;31 - reaction support N 1 ;

32 - реакции опор N2,3.32 - reaction supports N 2,3 .

Пример.Example.

Существенные особенности аэродинамических характеристик, силовых и моментных, приводят к необходимости пересмотра общепринятых законов управления при разбеге по ВПП и наборе высоты.The essential features of the aerodynamic characteristics, power and moment, lead to the need to revise the generally accepted control laws during runway take-off and climb.

ЛА имеет большое максимальное аэродинамическое качество: K(α)≈25 при α≈4°; при α=0°- К(α)≈17.5, Су≈0.35. Кроме того, ЛА имеет максимальный коэффициент подъемной силы при сравнительно малом угле атаки - критическое значение α≈14° (фиг. 3-4). Это первая существенная особенность аэродинамических характеристик.The aircraft has a large maximum aerodynamic quality: K (α) ≈25 at α≈4 °; at α = 0 ° - K (α) ≈17.5, С at ≈0.35. In addition, the aircraft has a maximum lift coefficient at a relatively small angle of attack — a critical value of α≈14 ° (Fig. 3-4). This is the first significant feature of aerodynamic performance.

Из этих данных следует, что ЛА имеет достаточно большую подъемную силу даже при малых углах атаки, что приведет к отрыву от ВПП при малой скорости и возможному аварийному взлету. Поэтому при разработке способа управления в структуре системы таким ЛА следует предусматривать поворот рулей высоты в сторону уменьшения угла атаки и подъемной силы. Величина угла атаки устанавливается по начальному значению угла тангажа за счет отклонения рулей высоты в соответствии с заданными моментными характеристиками и результатами моделирования.From these data it follows that the aircraft has a sufficiently large lift even at small angles of attack, which will lead to separation from the runway at low speed and a possible emergency take-off. Therefore, when developing a control method in the structure of the system, such an aircraft should provide for the rotation of elevators in the direction of decreasing the angle of attack and lifting force. The value of the angle of attack is established by the initial value of the pitch angle due to the deviation of the elevators in accordance with the specified moment characteristics and simulation results.

Вторая особенность - при малых углах атаки ЛА статически неустойчив. В диапазоне углов α=2÷5° коэффициент mz практически не изменяется, т.е.,

Figure 00000021
- ЛА статически нейтральный. При углах атаки α<2°
Figure 00000022
- ЛА неустойчив. При углах атаки α>5°
Figure 00000023
- движение устойчиво или с малым запасом устойчивости (фиг. 5).The second feature is that at small angles of attack, the aircraft is statically unstable. In the range of angles α = 2 ÷ 5 °, the coefficient m z practically does not change, i.e.,
Figure 00000021
- The aircraft is statically neutral. At angles of attack α <2 °
Figure 00000022
- The aircraft is unstable. At angles of attack α> 5 °
Figure 00000023
- the movement is stable or with a small margin of stability (Fig. 5).

В соответствии с указанными замечаниями необходимо на участке разбега по ВПП задние рули высоты повернуть на одинаковые углы, чтобы ЛА «прижать» к ВПП.In accordance with the above remarks, it is necessary to turn the rear elevators at equal angles in the runway take-off runway section so that the aircraft is “pressed” to the runway.

В способе управления продольным движением при разбеге по ВПП и наборе высоты БПЛА с сочлененными на киле передними и задними крыльями для начального разбега с недостаточной тягой двигателя подключают колебательное звено по угловой скорости в контуре управления δв5, а запаздывание, которое возникает при подключении колебательного звена, устраняют за счет работы опережающих звеньев.In the method of controlling the longitudinal movement during runway take-off and UAV climb with the front and rear wings articulated on the keel for the initial take-off with insufficient engine thrust, the vibrational link in angular velocity in the control loop is connected to δ b5 , and the delay that occurs when the oscillating link is connected eliminate due to the work of leading links.

При недостатке тяги двигателя в таком режиме разбега подключают колебательное звено по угловой скорости, что позволяет в вибрационном режиме с выбранной частотой осуществить трогание с места и начальный разбег в режиме минимальной тяги. Это равноценно эффекту при трогании с места тяжелого груза. Для устранения запаздывания при включении колебательного звена включены опережающие дифференцирующие звенья с постоянными времени Tωz1 и Tωz5. Включение звеньев

Figure 00000024
в контур сигнала ωz равносильно включению дифференцирующего звена по углу атаки или тангажа. Подключение сигнала непосредственно по ωz позволяет исключить дополнительную операцию численного дифференцирования угла атаки и уменьшить запаздывание в системе.If there is a lack of engine traction in this take-off mode, the oscillating link is connected in angular speed, which allows the vehicle to pull off in the vibration mode with a selected frequency and the initial take-off run in the minimum traction mode. This is equivalent to the effect of pulling away from a heavy load. To eliminate the delay when the oscillatory link is switched on, leading differentiating links with time constants T ωz1 and T ωz5 are included . Link Inclusion
Figure 00000024
ω z into the signal circuit is equivalent to the inclusion of a differentiating element in terms of the angle of attack or pitch. Connecting the signal directly over ω z eliminates the additional operation of numerical differentiation of the angle of attack and reduces the delay in the system.

Подключение звеньев

Figure 00000025
позволяет получить сигнал во временной области без решения дифференциального уравнения первого порядка за счет аппаратурной реализации, такое решение позволяет исключить присущие цифровым системам временное запаздывание и разделить демпфирующие сигналы путем выбора значений
Figure 00000026
.Connecting Links
Figure 00000025
allows you to get a signal in the time domain without solving the differential equation of the first order due to hardware implementation, this solution eliminates the time delay inherent in digital systems and separate the damping signals by selecting values
Figure 00000026
.

При отрыве передней стойки от ВПП за счет поворота рулей высоты осуществляется ступенчатый переход на угол атаки α≈5°. Такое переключение выполняется с целью набора высоты при увеличении траекторного угла и перехода в область устойчивости. За счет такого маневра создается приращение вертикальной скорости, и осуществляется набор высоты после отрыва от ВПП. Для уменьшения лобового сопротивления и компенсации потери скорости при увеличении угла атаки дальнейший набор высоты осуществляется при медленном уменьшении угла атаки и увеличении тяги двигателя. При таком маневре устанавливается режим набора высоты без существенных колебаний в короткопериодическом движении и в движении центра масс.When the front pillar is separated from the runway due to the rotation of the elevators, a stepwise transition to the angle of attack α≈5 ° is performed. Such switching is performed in order to gain height with increasing trajectory angle and transition to the stability region. Due to this maneuver, an increase in vertical speed is created, and climb is performed after separation from the runway. To reduce drag and compensate for the loss of speed when increasing the angle of attack, further climb is carried out with a slow decrease in the angle of attack and an increase in engine thrust. With such a maneuver, the climb mode is established without significant fluctuations in the short-period motion and in the motion of the center of mass.

Таким образом, указанные особенности аэродинамических характеристик приводят к необходимости выбирать траекторию полета при отклонении рулей в диапазоне, близком к номинальному балансировочному, чтобы не допустить, прежде всего, больших отклонений параметров углового движения от расчетных и потери устойчивости движения центра масс при заданных моментных характеристиках. Такой подход позволяет реализовывать траектории с достаточно точными угловыми отклонениями и малыми колебаниями, с необходимыми запасами высоты и скорости. Углы отклонения рулей δв1 и δв5 должны быть согласованы с переключением тяги двигателя и отрывом стоек шасси от ВПП. При этом рассматривается только продольное движение, так как анализ аэродинамических характеристик и результаты моделирования показали, что при заданных характеристиках

Figure 00000027
(частные производные по углу скольжения β от коэффициентов момента крена и момента рыскания) имеется достаточный запас устойчивости в боковом движении, что позволяет для решения поставленной задачи рассматривать только продольный контур.Thus, these features of the aerodynamic characteristics lead to the need to choose a flight path when the rudders are deviated in a range close to the nominal balancing one, in order to prevent, first of all, large deviations of the angular motion parameters from the calculated ones and the loss of stability of the center of mass motion for given moment characteristics. This approach allows you to implement trajectories with fairly accurate angular deviations and small fluctuations, with the necessary reserves of height and speed. The angles of the deflection δ δ c1 and c5 have to be coordinated with the switching of the engine thrust and separation from the runway landing gear. In this case, only longitudinal motion is considered, since the analysis of aerodynamic characteristics and simulation results showed that for given characteristics
Figure 00000027
(partial derivatives with respect to the sliding angle β of the coefficients of the heel moment and the yaw moment) there is a sufficient margin of stability in lateral motion, which allows us to consider only the longitudinal contour to solve the problem.

Способ управления в соответствии с структурной схемой на фиг. 6. осуществляется следующим образом.The control method in accordance with the block diagram of FIG. 6. carried out as follows.

Законы управления рулями высоты δв1 и δв5 выражаются как:Control laws elevators δ B1 and B5 δ are expressed as:

Figure 00000028
Figure 00000028

Figure 00000029
Figure 00000029

гдеWhere

Figure 00000030
Figure 00000030

Значение ωzф ограничивается на нелинейном элементе системы, имеющем зону нелинейности и ограничение.The value of ω zf is limited to a nonlinear system element having a nonlinearity zone and a restriction.

Программа изменения угла атаки задается в следующем виде: αзад=0° - при движении по ВПП и αзад=5° -с момента отрыва от ВПП.The program for changing the angle of attack is defined as follows: α back = 0 ° - when moving along the runway and α rear = 5 ° from the moment of separation from the runway.

Сигнал проходит через апериодические фильтры:The signal passes through aperiodic filters:

Figure 00000031
Figure 00000031

Figure 00000032
Figure 00000032

Параметры всех звеньев с моментами переключения отражены в результатах моделирования (фиг. 7).The parameters of all links with switching times are reflected in the simulation results (Fig. 7).

При включении таких звеньев в переходных процессах демпфируются скачки управляющих сигналов при подаче их в контур управления, а далее реализуются переходные процессы апериодических звеньев с постоянными времени T1 и Т5 при движении по ВПП и наборе высоты. В итоге работу рулей δв1 и δв5 можно осуществить с разным быстродействием на указанных участках.When such links are turned on in transients, jumps of control signals are damped when they are fed to the control loop, and then transients of aperiodic links with time constants T 1 and T 5 are realized when moving along the runway and climbing. As a result, the operation of the rudders δ в1 and δ в5 can be carried out with different speeds in these areas.

Результаты моделирования показали, что настройки системы должны определяться с достаточно высокой точностью, прежде всего углы отклонения рулей высоты. Это обусловлено статической неустойчивостью движения ЛА или малым запасом устойчивости при малых углах атаки.The simulation results showed that the system settings should be determined with sufficiently high accuracy, first of all, the elevator deflection angles. This is due to the static instability of the aircraft or small margin of stability at small angles of attack.

Первоочередная задача при разгоне по ВПП - не допустить возникновения высокочастотных колебаний, превышающих частоту, заданную колебательным звеном, и преждевременного отрыва ЛА от ВПП. Чтобы предотвратить их появление на руль δв1 подается сигнал с большой величиной постоянной времени Тωz1. За счет этого руля высоты создается дополнительный отрицательный момент на пикирование, чтобы прижать ЛА к ВПП. Необходимо повернуть рули на углы, создающие суммарный момент mz≈0. Так как рули расположены по разные стороны относительно центра масс, то они создадут дополнительные моменты разных знаков. Их необходимо уравновесить.The primary task during acceleration along the runway is to prevent the occurrence of high-frequency oscillations exceeding the frequency specified by the oscillating link and premature separation of the aircraft from the runway. To prevent occurrence of δ on wheel signal c1 supplied with the large time constant T ωz1. Due to this elevator, an additional negative dive moment is created in order to press the aircraft to the runway. It is necessary to turn the rudders at the angles that create the total moment m z ≈0. Since the rudders are located on opposite sides relative to the center of mass, they will create additional moments of different signs. They need to be balanced.

Рассматриваемый БПЛА имеет следующую особенность: приращение Δmz1 более чувствительно к изменению угла атаки, чем Δmz5. В частности, при δв5=-10° разброс Δmz5(α)≈0.12, при δв1=-10° разброс Δmz1(α)≈0.2.The UAV under consideration has the following feature: the increment Δm z1 is more sensitive to a change in the angle of attack than Δm z5 . In particular, at δ b5 = -10 ° the spread Δm z5 (α) ≈0.12, at δ b1 = -10 ° the spread Δm z1 (α) ≈0.2.

Из этого анализа следует, что управление углом атаки следует возложить на руль δв1, а на руль δв5 - демпфирование колебаний при возмущениях в моменты переключений управляющих сигналов. С этой целью в канал δв5 следует включить апериодическое звено

Figure 00000033
, Т5=5 с, а в канал δв1 -
Figure 00000034
Т1=0,02 с. Таким образом, канал с большим быстродействием будет отслеживать канал меньшим быстродействием и поддерживать суммарный момент тангажа mz≈0. Такое взаимодействие рулей позволяет осуществить управление ЛА на всем участке пробега по ВПП и на участке набора высоты.From this analysis, it follows that the control angle of attack should be given to the handlebar δ c1 and c5 on the wheel δ - vibration damping perturbations at the moment of switching control signals. For this purpose, an aperiodic link should be included in the channel δ b5
Figure 00000033
, Т 5 = 5 s, and in the channel δ в1 -
Figure 00000034
T 1 = 0.02 s. Thus, a channel with high speed will track the channel with lower speed and maintain the total pitch moment m z ≈ 0. This interaction of the rudders allows you to control the aircraft on the entire run along the runway and on the climb.

На фиг. 7 показаны изменения параметров траектории в продольном движении, принятые за номинальные, соответствующие изменению моментов и отклонению рулей.In FIG. 7 shows changes in the parameters of the trajectory in longitudinal motion, taken as nominal, corresponding to changes in moments and deviation of the rudders.

В дальнейшем полете можно перейти на большие углы атаки, где будут использованы другие моментные характеристики.In the future flight, you can switch to large angles of attack, where other moment characteristics will be used.

В результате анализа получено, что при указанном способе взаимодействия рулей высоты и выбранных настройках корректирующих звеньев системы управления БПЛА выводится на высоту Н≈70 м при скорости V≈20 м/с. Разгон осуществляется без значительных колебаний в траекторном движении. Заметны колебания по угловой скорости ωz при отрыве основных стоек шасси и переключении режимов работы двигателя - при t=40 с и t=65 с. Используется электрический двигатель, тяга которого изменяется в диапазоне Р=3÷5 кГ.As a result of the analysis, it was found that with the indicated method for the interaction of elevators and the selected settings of the corrective links of the UAV control system, it is displayed at a height of H≈70 m at a speed of V≈20 m / s. Acceleration is carried out without significant fluctuations in the trajectory movement. There are noticeable fluctuations in the angular velocity ω z when the main landing gear is torn off and the engine operating modes are switched over at t = 40 s and t = 65 s. An electric motor is used, the thrust of which varies in the range P = 3 ÷ 5 kg.

Потребные отклонения рулей высоты δв1и δв5 относительно выбранных значений невелики, что позволяет вывести ЛА в допустимый диапазон по высоте и скорости практически при постоянных углах отклонения рулей. Производится только одно переключение руля высоты δв50 при изменении режима работы двигателя в момент t=65 с, чтобы уменьшить колебания в системе при ступенчатом изменении тяги двигателя. Такой результат подтверждает ранее указанную реализацию функции управления между рулями δв1 и δв5.The needs of the deflection height δ δ B1 and B5 are small relative to the selected values, which allows to bring the aircraft to the normal range for height and speed virtually constant rudder deflection angles. Only one rudder shift δV50 is performed when the engine operating mode changes at the moment t = 65 s in order to reduce fluctuations in the system when the engine thrust changes in stages. This result confirms the previously indicated implementation of the control function between the steering wheels δ in1 and δ in5 .

Проведено моделирование при разбросе времени переключения двигателя и отклонении аэродинамического качества ЛА на 5%. Моделирование показало, что параметры траектории практически не изменяются при действии указанных достаточно больших и существенных возмущений. Имеются небольшие отклонения в изменении промежуточных параметров, в частности, изменение вертикальной скорости при изменении режима работы двигателя.Simulation was carried out with a spread of the engine switching time and deviation of the aerodynamic quality of the aircraft by 5%. Modeling showed that the parameters of the trajectory practically do not change under the action of the indicated sufficiently large and significant disturbances. There are slight deviations in the change in the intermediate parameters, in particular, the change in the vertical speed when the engine operating mode changes.

Таким образом, достигается решение задачи взаимодействия рулей ЛА для обеспечения его управляемости и устойчивости движения без существенных колебаний в короткопериодическом движении на участке разгона по ВПП и набора высоты.Thus, the solution to the problem of the interaction of the aircraft's rudders is achieved to ensure its controllability and stability of movement without significant fluctuations in short-period motion in the runway acceleration and climb section.

В соответствии со схемой, представленной на (фиг. 6), по результатам предварительного математического моделирования системы управления ЛА в блоке вычислений (17) формируются все необходимые аналитические зависимости и значения всех необходимых параметров при испытании модели: плотность атмосферы, кинематическая вязкость, начальные условия в точке старта модели, банк аэродинамических характеристик модели в зависимости от числа Маха и угла атаки, параметры модели - характерная площадь, размах крыльев и длина средней аэродинамической хорды, масса, выставляют углы отклонения рулей δB10 и δB50 в точке старта согласно расчетным значениям при моделировании с учетом балансировки и параметров корректирующих звеньев.In accordance with the scheme presented in (Fig. 6), according to the results of preliminary mathematical modeling of the aircraft control system, in the computing unit (17), all the necessary analytical dependencies and the values of all necessary parameters are formed during model testing: atmospheric density, kinematic viscosity, initial conditions in starting point of the model, a bank of aerodynamic characteristics of the model depending on the Mach number and angle of attack, model parameters - characteristic area, wingspan and length of the average aerodynamic chord Mass expose the deflection angles δ B10 and δ B50 in the start point according to the calculated values in the simulation with the balancing parameters and corrective units.

В процессе ЛИ модели в блоке измерений (9) производят измерения текущих значений высоты относительно поверхности ВПП при разбеге и высоты полета после отрыва от ВПП, скорости, углов атаки, углового ускорения относительно центра масс, для контроля измеряют углы скольжения и крена, реакции опор шасси при движении по ВПП. В результате выполнения указанных процедур находят требуемые расчетные значения углов поворота рулей высоты в блоке вычислений (17). Вычисленные значения поступают на вход электрического привода БПЛА (16) (привод на схеме не показан) в каналах управления рулями высоты δВ1 и δВ5. В итоге получаем траекторию движения на участке разбега по ВПП и набора высоты для ЛА, имеющего моментные аэродинамические характеристики с участками статической неустойчивости. Разбег и набор высоты происходит без существенных колебаний в короткопериодическом движении.In the LI model process, in the measurement unit (9), current values of the height relative to the runway surface are measured during take-off and flight altitude after separation from the runway, speed, angle of attack, angular acceleration relative to the center of mass, slip and roll angles, chassis support reactions are measured for control when driving along the runway. As a result of performing these procedures, the required calculated values of the elevation angle of rotation of the elevators are found in the calculation unit (17). The calculated values are fed to the input of the UAV electric drive (16) (the drive is not shown in the diagram) in the control channels for elevators δ B1 and δ B5 . As a result, we obtain the trajectory of motion on the runway take-off run and climb for an aircraft with momentary aerodynamic characteristics with areas of static instability. Takeoff and climb occurs without significant fluctuations in the short-period motion.

Предложенный способ позволяет реализовать траекторию с учетом особенностей аэродинамических характеристик в виде двух характерных участков: разгон по ВПП на участке статической неустойчивости при малом угле атаки с целью достижения максимально возможного запаса скорости и набор высоты с переходом на большой угол атаки для достижения максимальной высоты на участке статической устойчивости ЛА.The proposed method allows to implement the trajectory taking into account the aerodynamic characteristics in the form of two characteristic sections: runway acceleration in the area of static instability at a small angle of attack in order to achieve the maximum possible speed margin and climb to a large angle of attack to achieve maximum height in the static section aircraft sustainability.

Результаты исследования отражены на фиг. 7, где показаны изменения по времени основных параметров траектории БПЛА и реакции опор N1, N2,3 при использовании предложенного способа. При этом учитываются особенности силовых и моментных аэродинамических характеристик. ЛА статически неустойчив в продольной плоскости на малых углах атаки - α<2°, нейтрально устойчив в диапазоне α=2°÷5° и статически устойчив - при α>5°, передние и задние крылья имеют между собой существенные различия в аэродинамических характеристиках рулей высоты, в частности, руль δв1 на переднем крыле более чувствителен к изменению угла атаки.The results of the study are shown in FIG. 7, which shows the time changes of the main parameters of the UAV trajectory and the reaction of supports N 1 , N 2,3 when using the proposed method. In this case, the features of power and moment aerodynamic characteristics are taken into account. The aircraft is statically unstable in the longitudinal plane at small angles of attack - α <2 °, neutrally stable in the range α = 2 ° ÷ 5 ° and statically stable - at α> 5 °, the front and rear wings have significant differences in the aerodynamic characteristics of the rudders height, in particular, the steering wheel δ in1 on the front wing is more sensitive to changes in the angle of attack.

Предлагаемая система для управления продольным движением при разбеге по ВПП и наборе высоты БПЛА с сочлененными на киле передними и задними крыльями включает в себя последовательно связанные корректирующие звенья контуров управления передними (1) и задними крыльями (5); контур управления задними рулями включает в себя колебательное звено (10)

Figure 00000035
нелинейный элемент с зоной линейности и ограничением (11), дифференцирующее звено (12) с постоянной времени
Figure 00000036
, сумматор
Figure 00000037
, апериодическое звено (13) с постоянной времени T5, нелинейное звено с зоной линейности и ограничением по угловой скорости ωZ (14), на выходе которого получаем величину угла отклонения рулей
Figure 00000038
а контур управления передним рулем содержит последовательно связанные звенья, включающие в себя блок вычислений (17), сравнивающее звено контура по углу атаки (α-αзад), усилитель с коэффициентом усиления по углу атаки (18) K, сумматор по углам отклонения рулей, постоянную времени Т ω (19), апериодическое звено (20) с постоянной времени T1, нелинейное звено с зоной линейности и ограничением по рулю высоты (20), на выходе которого получаем величину угла отклонения рулей, выходы нелинейных звеньев подключены к входам блока вычислений (17) и БПЛА (16).The proposed system for controlling longitudinal motion during runway take-off and UAV climb with the front and rear wings articulated on the keel includes sequentially connected corrective links of the control circuits of the front (1) and rear wings (5); the control circuit of the rear wheels includes an oscillating link (10)
Figure 00000035
nonlinear element with a linearity zone and restriction (11), differentiating element (12) with a time constant
Figure 00000036
adder
Figure 00000037
, an aperiodic link (13) with a time constant T 5 , a nonlinear link with a linearity zone and an angular velocity limitation ω Z (14), at the output of which we obtain the value of the rudder deflection angle
Figure 00000038
and the front wheel control loop contains serially connected links, including a calculation unit (17), comparing the loop link by the angle of attack (α-α rear ), an amplifier with gain by the angle of attack (18) K, the adder by the rudder deflection angles, time constant T ω (19), an aperiodic link (20) with a time constant T 1 , a nonlinear link with a linearity zone and a rudder limit (20), at the output of which we obtain the value of the rudder deflection angle, the outputs of nonlinear links are connected to the inputs of the calculation unit (17) and UAV (16).

Система работает следующим образом. С помощью системы управления БПЛА осуществляют разбег и взлет по сигналам прямого управления углом атаки, углами поворота передних и задних рулей высоты определенные по формулам (1), (2) после расчетов в блоке вычислений (17), сравнения заданного угла атаки и измеренного с учетом коэффициента усиления разности сигналов углов атаки.The system operates as follows. Using the UAV control system, take-off and take-off according to signals of direct control of the angle of attack, angles of rotation of the front and rear elevators determined by formulas (1), (2) after calculations in the calculation block (17), comparison of the given angle of attack and measured taking into account gain of the difference of angle of attack signals.

В момент отрыва от ВПП передней и основных стоек шасси, а также переключения тяги двигателя переключают угол атаки и углы отклонения рулей δв1 и δв5 за счет включения колебательного звена (10) по угловой скорости, дифференцирующих звеньев с разными постоянными времени (12), (15)

Figure 00000039
и
Figure 00000040
, апериодических звеньев с постоянными времени (13), (19) T1 и Т5 достигается разное быстродействие в контурах рулей δв1 и δв5, контур с большим быстродействием δв1 отслеживает контур с меньшим быстродействием δв5, в итоге поддерживается суммарный момент тангажа mz≈0, и обеспечивается полет с углом атаки, близким к балансировочному, без существенных отклонений рулей и с небольшими колебаниями в короткопериодическом движении, при таком способе управления поддерживается устойчивость и управляемость БПЛА при разбеге и наборе высоты в широком диапазоне изменения углов атаки, высоты и скорости. Включение звеньев
Figure 00000041
в контур сигнала ωz равносильно включению дифференцирующего звена по углу атаки или тангажа, подключение сигнала непосредственно по ωz позволяет исключить дополнительную операцию численного дифференцирования угла атаки и устранить чистое запаздывание на один такт блока вычислений, что позволяет уменьшить ошибки отработки сигнала управления.At the moment of separation from the runway of the front and main landing gear, as well as the switching engine thrust switched to the angle of attack and angle the deflection δ c1 and δ B5 to include oscillating unit (10) according to the angular velocity of the differentiating units with different time constants (12) (15)
Figure 00000039
and
Figure 00000040
, Aperiodic links with time constants (13) (19) T 1 and T 5 is achieved different speed in circuits rudders δ c1 and δ B5 contour with great speed δ c1 track circuit with a lower speed δ B5, eventually supported by the total moment of pitch m z ≈ 0, and a flight is ensured with an angle of attack close to the balancing one, without significant deviations of the rudders and with slight fluctuations in short-period motion, this control method maintains the stability and controllability of the UAV during take-off and climb in a wide range of attack angles, altitude and speed. Link Inclusion
Figure 00000041
ω z is equivalent to including a differentiating element in terms of the angle of attack or pitch in the signal loop; connecting the signal directly in terms of ω z eliminates the additional operation of numerically differentiating the angle of attack and eliminates the net delay by one clock cycle of the computation unit, which reduces the errors in processing the control signal.

Claims (7)

1. Способ управления продольным движением при разбеге по взлетно-посадочной полосе (ВПП) и наборе высоты беспилотного летательного аппарата (БПЛА) с сочлененными на киле передними и задними крыльями, включающий формирование сигналов управления передними и задними крыльями, отличающийся тем, что по результатам предварительного моделирования продольного движения БПЛА в блоке вычислений формируются аналитические зависимости и значения всех параметров, необходимых при испытании модели - плотность атмосферы, кинематическая вязкость, банк аэродинамических характеристик модели в зависимости от числа Маха и угла атаки, параметры модели - характерная площадь, размах крыльев и длина средней аэродинамической хорды, масса; затем выставляют углы отклонения рулей передних и задних крыльев δB10 и δB50 в точке старта согласно расчетным значениям при моделировании с учетом балансировки и параметров корректирующих звеньев; производят измерения текущих значений высоты относительно поверхности ВПП при разбеге и высоты полета после отрыва от ВПП, скорости, угла атаки, угловых ускорений относительно центра масс, для контроля измеряют углы скольжения и крена, реакции опор шасси при движении по ВПП; формируют программу изменения угла атаки αзад, в которой угол атаки выбирается в соответствии с аэродинамическими характеристиками в результате предварительного моделирования, при прямом управлении углом атаки α осуществляется непосредственное управление изменением силовых и моментных аэродинамических характеристик ЛА, которые в явном виде зависят от угла атаки, программу изменения угла атаки выбирают таким образом, чтобы выполнить начало разбега при минимальных лобовом сопротивлении и подъемной силе, для начального разбега при минимальной тяге двигателя в контур заднего руля δв5 подключают по выходному сигналу угловой скорости ωz, колебательное звено, имеющее передаточную функцию
Figure 00000042
, где параметры колебательного звена Tk и ζ выбирают с учетом того, чтобы при заданном начальном уровне тяги двигателя обеспечивалось демпфирование угловой скорости ωz, при трогании с места, возникающее запаздывание устраняется за счет подключения дифференцирующих звеньев с постоянными времени
Figure 00000043
и
Figure 00000044
, причем дифференцирующий сигнал получается за счет подключения измеренной угловой скорости ωz, полученные сигналы по угловым скоростям
Figure 00000045
и
Figure 00000046
суммируются с углами поворота рулей δв10 и δв50, сигналы с сумматоров поступают на вход апериодических звеньев, которые служат для сглаживания колебания рулей и исключают возможность кратковременных отрывов БПЛА от ВПП, при достижении достаточной подъемной силы для отрыва передней стойки увеличивают угол атаки с целью быстрого набора высоты, угол атаки увеличивается до значения, близкого к балансировочному, чтобы при наборе высоты избежать резких колебаний и поворотов рулей на большие углы, для реализации указанного принципа разбега углы поворота передних и задних рулей высоты δв10 и δв50 формируются по законам:1. The method of controlling longitudinal movement during take-off runway runway (UAV) and climb unmanned aerial vehicle (UAV) with front and rear wings articulated on the keel, including the formation of control signals of the front and rear wings, characterized in that according to the results of preliminary UAV longitudinal motion simulation in the computing unit, analytical dependencies and values of all parameters necessary for testing the model are formed - atmospheric density, kinematic viscosity, bank aerodynamic characteristics of the model depending on the Mach number and angle of attack, model parameters - characteristic area, wingspan and length of the average aerodynamic chord, mass; then set the deflection angles of the rudders of the front and rear wings δ B10 and δ B50 at the starting point according to the calculated values in the simulation, taking into account the balancing and parameters of the correcting links; measure the current values of the height relative to the runway surface during take-off and the flight height after separation from the runway, speed, angle of attack, angular accelerations relative to the center of mass, for control measure the angles of slip and heel, the reaction of landing gear while moving along the runway; form a program for changing the angle of attack α ass , in which the angle of attack is selected in accordance with the aerodynamic characteristics as a result of preliminary modeling, with direct control of the angle of attack α, the change in the force and moment aerodynamic characteristics of the aircraft is directly controlled, which explicitly depend on the angle of attack, the program changes in the angle of attack are chosen so as to fulfill the start of the take-off with minimal drag and lift, for the initial take-off at m the minimum thrust of the engine into the rear steering wheel loop δ B5 is connected by the output signal of the angular velocity ω z , an oscillating link having a transfer function
Figure 00000042
, where the parameters of the vibrational link T k and ζ are chosen taking into account that, at a given initial level of engine thrust, damping of the angular velocity ω z is ensured, when starting, the arising delay is eliminated by connecting differentiating links with time constants
Figure 00000043
and
Figure 00000044
wherein the differentiating signal is obtained by connecting the measured angular velocity ω z , the obtained signals at angular velocities
Figure 00000045
and
Figure 00000046
they are summed up with the steering angles δ В10 and δ В50 , the signals from the adders are fed to the input of aperiodic links, which serve to smooth the rudder oscillations and exclude the possibility of short-term UAV detachments from the runway; when sufficient lift is reached to detach the front strut, they increase the angle of attack for fast climb, the angle of attack increases to a value close to the balancing one, so that when climbing, to avoid sharp fluctuations and turns of the wheels at large angles, to implement the specified principle of take-off ly turning the front and rear elevators δ δ B10 and B50 are formed under the laws of:
Figure 00000047
,
Figure 00000047
,
Figure 00000048
,
Figure 00000048
,
Figure 00000049
,
Figure 00000049
, где
Figure 00000050
- сигнал по угловой скорости ωz, отфильтрованный и ограниченный по величине, K - коэффициент усиления по углу атаки;Where
Figure 00000050
- signal at angular velocity ω z , filtered and limited in magnitude, K is the gain in angle of attack; в моменты отрыва от ВПП передней и основных стоек шасси, а также переключения тяги двигателя переключаются угол атаки и углы отклонения рулей δв1 и δв5, за счет включения колебательного звена, дифференцирующих звеньев с разными постоянными времени
Figure 00000043
и
Figure 00000044
, апериодических звеньев с постоянными времени Т1 и Т5 достигается разное быстродействие в контурах рулей δв1 и δв5, контур с большим быстродействием δв1 отслеживает контур с меньшим быстродействием δв5, в итоге поддерживается суммарный момент тангажа mz≈0 и обеспечивается полет с углом атаки, близким к балансировочному, без существенных отклонений рулей и с небольшими колебаниями в короткопериодическом движении, при таком способе управления поддерживается устойчивость и управляемость БПЛА при разбеге и наборе высоты в широком диапазоне изменения углов атаки, высоты и скорости.at the moments of separation from the runway of the front and main landing gear, as well as switching the engine thrust, the angle of attack and the angle of deviation of the rudders δ в1 and δ в5 are switched due to the inclusion of the oscillating link, differentiating links with different time constants
Figure 00000043
and
Figure 00000044
, Aperiodic links with time constants T 1 and T 5 is achieved in different speed the rudders δ contours c1 and c5 δ contour with great speed δ c1 circuit tracks with a smaller speed δ B5, eventually supported by the total pitching moment m z ≈0 and provides flight with an attack angle close to the balancing one, without significant deviations of the rudders and with slight fluctuations in the short-period movement, this control method maintains the UAV stability and controllability during take-off and climb in a wide range zone of change of angle of attack, altitude and speed. 2. Система управления продольным движением при разбеге по ВПП и наборе высоты БПЛА с сочлененными на киле передними и задними крыльями, включающая в себя последовательно связанные корректирующие звенья контуров управления передними и задними крыльями, отличающаяся тем, что в контур управления рулями задних крыльев включены последовательно связанные блок измерений, колебательное звено с передаточной функцией
Figure 00000051
, нелинейный элемент с зоной линейности и ограничением по угловой скорости
Figure 00000052
, на выходе которого получаем сигнал
Figure 00000053
, дифференцирующее звено с постоянной времени
Figure 00000054
, сумматор
Figure 00000055
, апериодическое звено с постоянной времени Т5, нелинейное звено с зоной линейности и ограничением по рулю высоты δB5, на выходе которого получаем величину угла отклонения рулей
Figure 00000056
, а контур управления передним рулем содержит последовательно связанные звенья, включающие в себя блок вычислений, сравнивающее звено контура по углу атаки (α-αзад), усилитель с коэффициентом усиления по углу атаки K, сумматор по углам отклонения передних рулей δB1, апериодическое звено с постоянной времени T1, нелинейное звено с зоной линейности и ограничением по рулю высоты, на выходе которого получаем величину угла отклонения рулей δB1ф, при этом выходы нелинейных звенев с зонами линейности и ограничениями по рулям высоты
Figure 00000057
и
Figure 00000058
соединены с входами БПЛА и входами блока вычислений; два выхода блока вычислений соединены с входами сумматоров по углам отклонения рулей δB10 и δВ50, а третий вход сумматора по углу отклонения руля δB10 соединен через дифференцирующее звено с постоянной времени
Figure 00000059
с выходом нелинейного элемента с зоной линейности и ограничением по угловой скорости
Figure 00000060
, третий выход блока вычислений сигнала переключения уровня тяги двигателя соединен с входом БПЛА, и блок измерений дополнительно соединен выходом с входом сравнивающего звена контура по углу атаки.2. The longitudinal motion control system during runway take-off and UAV climb with the front and rear wings articulated on the keel, which includes serially connected corrective links of the front and rear wing control loops, characterized in that the rear wing rudders are connected in series measurement unit, oscillating link with transfer function
Figure 00000051
, nonlinear element with a linearity zone and angular velocity limitation
Figure 00000052
at the output of which we get a signal
Figure 00000053
differentiating link with time constant
Figure 00000054
adder
Figure 00000055
, an aperiodic link with a time constant T 5 , a nonlinear link with a linearity zone and a rudder height limit δ B5 , at the output of which we obtain the value of the rudder deflection angle
Figure 00000056
and the front wheel control loop contains sequentially connected links that include a calculation unit comparing the loop link by the angle of attack (α-α rear ), an amplifier with gain by the angle of attack K, the adder by the deflection angles of the front wheels δ B1 , an aperiodic link with a time constant T 1 , a nonlinear link with a linearity zone and a rudder limit, at the output of which we obtain the rudder deflection angle δ B1f , while the outputs of nonlinear links with linearity zones and elevator constraints
Figure 00000057
and
Figure 00000058
connected to the inputs of the UAV and the inputs of the computing unit; two outputs of the calculation unit are connected to the inputs of the adders at the steering angle δ B10 and δ B50 , and the third input of the adder at the steering angle δ B10 is connected through a differentiating link with a time constant
Figure 00000059
with the output of a nonlinear element with a linearity zone and angular velocity limitation
Figure 00000060
, the third output of the engine thrust level switching signal calculation unit is connected to the UAV input, and the measurement unit is additionally connected to the output of the circuit comparing link by the angle of attack.
RU2018137730A 2018-10-26 2018-10-26 Method and system for controlling longitudinal movement during takeoff on flight strip and climbing of unmanned aerial vehicle with specially arranged front and rear wings RU2695897C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018137730A RU2695897C1 (en) 2018-10-26 2018-10-26 Method and system for controlling longitudinal movement during takeoff on flight strip and climbing of unmanned aerial vehicle with specially arranged front and rear wings

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018137730A RU2695897C1 (en) 2018-10-26 2018-10-26 Method and system for controlling longitudinal movement during takeoff on flight strip and climbing of unmanned aerial vehicle with specially arranged front and rear wings

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2695897C1 true RU2695897C1 (en) 2019-07-29

Family

ID=67586592

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018137730A RU2695897C1 (en) 2018-10-26 2018-10-26 Method and system for controlling longitudinal movement during takeoff on flight strip and climbing of unmanned aerial vehicle with specially arranged front and rear wings

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2695897C1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113885358A (en) * 2021-10-27 2022-01-04 中国民航管理干部学院 Hybrid configuration fixed wing unmanned aerial vehicle maneuvering simulation control law design method
CN114036628A (en) * 2021-02-14 2022-02-11 西北工业大学 Method for collaborative design of wingspan and control strategy of morphing aircraft
CN115238378A (en) * 2022-07-12 2022-10-25 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 Large-attack-angle aerodynamic force design method

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2165377C1 (en) * 2000-06-08 2001-04-20 Московский Государственный Авиационный Институт (Технический Университет) "Маи" Aircraft
RU19021U1 (en) * 2000-06-08 2001-08-10 Московский Государственный Авиационный Институт (Технический Университет) "Маи" AIRPLANE
KR101646736B1 (en) * 2016-01-25 2016-08-08 주식회사 케바드론 Joined wing type unmanned aircraft
US10001776B2 (en) * 2016-03-21 2018-06-19 The Boeing Company Unmanned aerial vehicle flight control system

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2165377C1 (en) * 2000-06-08 2001-04-20 Московский Государственный Авиационный Институт (Технический Университет) "Маи" Aircraft
RU19021U1 (en) * 2000-06-08 2001-08-10 Московский Государственный Авиационный Институт (Технический Университет) "Маи" AIRPLANE
KR101646736B1 (en) * 2016-01-25 2016-08-08 주식회사 케바드론 Joined wing type unmanned aircraft
US10001776B2 (en) * 2016-03-21 2018-06-19 The Boeing Company Unmanned aerial vehicle flight control system

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114036628A (en) * 2021-02-14 2022-02-11 西北工业大学 Method for collaborative design of wingspan and control strategy of morphing aircraft
CN114036628B (en) * 2021-02-14 2023-07-14 西北工业大学 Collaborative design method for variant aircraft wing span and control strategy
CN113885358A (en) * 2021-10-27 2022-01-04 中国民航管理干部学院 Hybrid configuration fixed wing unmanned aerial vehicle maneuvering simulation control law design method
CN113885358B (en) * 2021-10-27 2023-09-26 中国民航管理干部学院 Hybrid configuration fixed wing unmanned aerial vehicle maneuver simulation control law design method
CN115238378A (en) * 2022-07-12 2022-10-25 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 Large-attack-angle aerodynamic force design method
CN115238378B (en) * 2022-07-12 2023-07-07 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 Aerodynamic design method with large attack angle

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Lombaerts et al. Dynamic inversion based full envelope flight control for an eVTOL vehicle using a unified framework
RU2695897C1 (en) Method and system for controlling longitudinal movement during takeoff on flight strip and climbing of unmanned aerial vehicle with specially arranged front and rear wings
EP2224306B1 (en) Automatic pilot pitch angle compensation
Stahl et al. Mission and aircraft design of FLEXOP unmanned flying demonstrator to test flutter suppression within visual line of sight
RU2397111C2 (en) Aircraft rudder control electric system
US20080133071A1 (en) Method and device for active control of the roll of an aircraft
CN111948940A (en) Trajectory optimization method of tilt rotor unmanned aerial vehicle based on dynamic optimal control
CN115933733A (en) Fixed wing unmanned aerial vehicle longitudinal altitude speed decoupling nonlinear control method
Yuan et al. Variable rotor speed strategy for coaxial compound helicopters with lift–offset rotors
CN114942649A (en) Airplane pitching attitude and track angle decoupling control method based on backstepping method
Steinleitner et al. Automatic take-off and landing of tailwheel aircraft with incremental nonlinear dynamic inversion
Tamkaya et al. H∞-based model following method in autolanding systems
Samal et al. Model predictive flight controller for longitudinal and lateral cyclic control of an unmanned helicopter
Holloway et al. Aircraft performance benefits from modern control systems technology
Nair et al. Design of fuzzy logic controller for lateral dynamics control of aircraft by considering the cross-coupling effect of yaw and roll on each other
CN113492971B (en) Flying device, control method and control device thereof
Gibson et al. Stick and Feel System Design (Systemes de Restitution des Efforts au Manche)
Ahad et al. Flight simulation and testing of the FanWing experimental aircraft
Brusov et al. Development of hydraulic transmission for implementing an active drive of the landing gear wheels of modern transport aircraft
Gripp et al. Configuration of aerodynamics model in flight simulator to investigate Pilot-Induced Oscillations and Loss of Control
Hudati et al. Transition control on hybrid unmanned aerial vehicles (UAV) using altitude change
Poisson-Quinton Introduction to V/STOL aircraft concepts and categories
RU2792904C1 (en) Aircraft control method in automatic control system mode &#34;go-around&#34;
Kentfield Aircraft with outboard horizontal stabilizers, history, current status, development potential
CN113741173B (en) Control method for realizing TRC response type of telex helicopter