SE519962C2 - Device and procedure for control of an airborne vehicle, computer program for execution of this procedure as well as a medium readable by a computer containing such a program - Google Patents
Device and procedure for control of an airborne vehicle, computer program for execution of this procedure as well as a medium readable by a computer containing such a programInfo
- Publication number
- SE519962C2 SE519962C2 SE0201803A SE0201803A SE519962C2 SE 519962 C2 SE519962 C2 SE 519962C2 SE 0201803 A SE0201803 A SE 0201803A SE 0201803 A SE0201803 A SE 0201803A SE 519962 C2 SE519962 C2 SE 519962C2
- Authority
- SE
- Sweden
- Prior art keywords
- vehicle
- adjusted
- sinking speed
- control signal
- speed
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 40
- 238000004590 computer program Methods 0.000 title claims description 7
- 230000007423 decrease Effects 0.000 claims abstract description 15
- 238000013459 approach Methods 0.000 claims abstract description 12
- 230000015654 memory Effects 0.000 claims description 3
- 239000004065 semiconductor Substances 0.000 description 4
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 3
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 2
- 239000003570 air Substances 0.000 description 2
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 2
- ZCYVEMRRCGMTRW-UHFFFAOYSA-N 7553-56-2 Chemical compound [I] ZCYVEMRRCGMTRW-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000003213 activating effect Effects 0.000 description 1
- 239000012190 activator Substances 0.000 description 1
- 239000012080 ambient air Substances 0.000 description 1
- 230000001174 ascending effect Effects 0.000 description 1
- 229910052740 iodine Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011630 iodine Substances 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 1
- 239000004575 stone Substances 0.000 description 1
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 1
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
- B64C13/02—Initiating means
- B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
-
- 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
- G05D1/40—Control within particular dimensions
- G05D1/48—Control of altitude or depth
- G05D1/485—Control of rate of change of altitude or depth
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Controls For Constant Speed Travelling (AREA)
Abstract
Description
25 30 35 « 519 962 t .1- q i en stationär sväng utan att hamna i en störtspiral, krävs en ständig justering av fordonets roderlägen. Icke-stabila fordon är ofta försedda med en s.k. svängregulator som automatiskt håller fordonet på önskad kurs. 25 30 35 «519 962 t .1- q in a stationary turn without ending up in a downward spiral, a constant adjustment of the rudder positions of the vehicle is required. Unstable vehicles are often equipped with a so-called swing regulator that automatically keeps the vehicle on the desired course.
En svängregulator styr fordonets girhastighet genom att styra fordonets skev- och/eller sidoroder samtidigt som höjdrodret hålls fixt. lndata till svängregulatorn är dels ett börvärde för for- donets girhastighet och dels fordonets girhastighet som erhålls från en givare, exempelvis ett gyro. Om girhastigheten är noll flyger fordonet rakt fram och om girhastigheten är skild från noll svänger planet. Således stabiliserar svängregulatorn fordonet både när det flyger på rak kurs och när det svänger. Det finns ingen skarp gräns mellan självstabila och andra fordon. Vissa ty- per av fordon är tillräckligt stabila för att klara sig utan svängre- gulator en kort stund, men klarar inte av att hålla svängen under någon längre tid. En typ av gyro som används i svängregulatorer är mekaniska gyro. Emellertid är dessa gyro både skrymmande och dyra. Istället används ofta elektriska gyro av halvledartyp, exempelvis piezogyro, som är små och billiga. Ett problem med dessa elektriska gyro är att de har en betydande långtidsdrift som måste kompenseras för att flygplanet ska kunna hålla sig på rätt köl.A turn controller controls the vehicle's turning speed by controlling the vehicle's skew and / or side rudders while keeping the rudder fixed. The input data to the swing controller is partly a setpoint for the vehicle's turning speed and partly the vehicle's turning speed obtained from a sensor, for example a gyro. If the turning speed is zero, the vehicle flies straight ahead and if the turning speed is different from zero, the plane turns. Thus, the swing regulator stabilizes the vehicle both when it is flying at a straight course and when it is turning. There is no sharp line between self-stable and other vehicles. Some types of vehicles are stable enough to survive without turning regulators for a short time, but are unable to keep turning for any length of time. One type of gyro used in swing regulators is mechanical gyro. However, these gyro are both bulky and expensive. Instead, semiconductor-type electric gyroes are often used, such as piezogyro, which are small and inexpensive. A problem with these electric gyro is that they have a significant long-term operation that must be compensated for the aircraft to be able to stay on the right keel.
Om ett luftburet fordon ska flyga i en stationär sväng är det önskvärt att svängen är ren, vilket innebär att fordonet har en rollvinkel som är anpassad till centrifugalkraften och att fordonet varken kanar eller glider. En sådan rollvinkel, som gör att fordo- net flyger i en ren sväng, benämns i fortsättningen den optimala rollvinkeln. Ett fordon i ren sväng möter luftströmmen i kroppens längdriktning. Ett fordon som glider eller kanar möter åtminstone en del av luftströmmen tvärs kroppens längdriktning. Ett fordon i ren stationär sväng har relativt små energiförluster. I varje ögon- blick finns det bara en uppsättning roderlägen som ger en ren sväng. Det gäller alltså för den som manövrerar fordonet att hitta dessa roderlägen. Det vore därför önskvärt att på automatisk väg kunna styra fordonet så att det hela tiden flyger i ren sväng, 10 15 20 25 30 35 :519 962 d.v.s. det är önskvärt att kunna styra fordonets rollvinkel så att den hela tiden är optimal för den önskade girhastigheten.If an airborne vehicle is to fly in a stationary turn, it is desirable that the turn is clean, which means that the vehicle has a roll angle that is adapted to the centrifugal force and that the vehicle neither canes nor slides. Such a roll angle, which means that the vehicle flies in a clean turn, is hereinafter referred to as the optimal roll angle. A vehicle in pure turn meets the air flow in the longitudinal direction of the body. A vehicle that slides or canes meets at least a part of the air flow across the longitudinal direction of the body. A vehicle in a pure stationary turn has relatively small energy losses. At any given moment, there is only one set of rudder positions that gives a clean turn. It therefore applies to the person maneuvering the vehicle to find these rudder positions. It would therefore be desirable to be able to control the vehicle automatically so that it constantly flies in a clean turn, 10 15 20 25 30 35: 519 962 i.e. it is desirable to be able to control the rolling angle of the vehicle so that it is always optimal for the desired turning speed.
Det är känt att styra ett flygplans rollvinkel med hjälp av en GPS (Global Positioning System). Med hjälp av GPS-värdena beräk- nas den horisontella accelerationen och genom utnyttjande av ett känt samband mellan rollvinkeln och den horisontella accelera- tionen beräknas rollvinkeln. Den beräknade rollvinkeln jämförs sedan med ett börvärde som representerar önskat värde på roll- vinkeln. Flygplanets sidoroder sätts till en fast position och de övriga rodren styrs i beroende av jämförelsen så att önskad roll- vinkel erhålls. Ur säkerhetssynpunkt är det tveksamt att använda GPS för att styra rollvinkeln, eftersom metoden är beroende av att det kommer fram en GPS-signal. Om GPS-sändarna slutar att fungera eller stängs av är det inte längre möjligt att styra planets rollvinkel.It is known to control the roll angle of an aircraft using a GPS (Global Positioning System). With the help of the GPS values, the horizontal acceleration is calculated and by using a known relationship between the roll angle and the horizontal acceleration, the roll angle is calculated. The calculated roll angle is then compared with a setpoint value that represents the desired value of the roll angle. The aircraft's side rudders are set to a fixed position and the other rudders are controlled depending on the comparison so that the desired roll angle is obtained. From a safety point of view, it is doubtful to use GPS to control the roll angle, as the method depends on the appearance of a GPS signal. If the GPS transmitters stop working or are switched off, it is no longer possible to control the plane's roll angle.
REDOGÖRELSE FÖR UPPFINNINGEN Ett ändamål med föreliggande uppfinning är att tillhandahålla ett förfarande som stabiliserar ett luftburet fordon kring rollvinkeln.DISCLOSURE OF THE INVENTION An object of the present invention is to provide a method which stabilizes an airborne vehicle around the roll angle.
Detta ändamålet inbegriper att metoden håller fordonet på rak kurs eller i stationär sväng med en rollvinkel som hela tiden mot- svarar den optimala. Vidare eftersträvas en metod som ger låga energiförluster under flygningen.This purpose means that the method keeps the vehicle on a straight course or in a stationary turn with a roll angle that always corresponds to the optimal one. Furthermore, a method is sought that provides low energy losses during the flight.
Detta ändamål uppnås med ett förfarande som innefattar att vär- den motsvarande fordonets sjunkhastighet mottages och huruvi- da fordonets sjunkhastighet ökar eller minskar avgörs baserat på de mottagna värdena. Därefter justeras åtminstone någon av for- donets styrsignaler i beroende av huruvida sjunkhastigheten ökar eller minskar, så att fordonets sjunkhastighet närmar sig minsta sjunkhastighet. Den eller de styrsignaler som justeras styr åtmin- stone något av fordonets roder. Justeringen kan antingen vara direkt genom att det är styrsignalen till rodret som justeras eller indirekt genom att det är styrsignalen till en reglerkrets som i sin tur styr rodren som justeras. 10 15 20 25 30 35 r 519 962 » 4 Uppfinningen utnyttjar det faktum att ett luftburet fordon som fly- ger rakt fram med ett givet höjdroderutslag och en rollvinkel som är noll, börjar sjunka om det utsätts för en störning, förutsatt att höjdrodret inte rörs. På samma sätt börjar ett luftburet fordon, som befinner sig i en ren stationär sväng och som utsätts för en störning så att dess rollvinkel avviker från den optimala, att sjun- ka. Detta gäller även i stationär stigning och i stigande respekti- ve sjunkande sväng. Enligt uppfinningen stabiliseras fordonet kring den optimala rollvinkeln, som motsvarar den önskade gir- hastigheten, genom att man först tar reda på huruvida fordonets sjunkhastighet ökar eller minskar och att man sedan reglerar nå- gon eller några av fordonets styrsignaler så att sjunkhastigheten minskar. På så sätt närmar man sig de roderinställningar som ger den minsta sjunkhastigheten, d.v.s. de roderinställningar motsva- rar den optimala rollvinkeln.This object is achieved by a method which comprises that values corresponding to the sinking speed of the vehicle are received and whether the sinking speed of the vehicle increases or decreases is determined based on the received values. Thereafter, at least one of the vehicle's control signals is adjusted depending on whether the sinking speed increases or decreases, so that the vehicle's sinking speed approaches the minimum sinking speed. The control signal or signals being adjusted controls at least one of the vehicle's rudders. The adjustment can either be direct in that it is the control signal to the rudder that is adjusted or indirectly in that it is the control signal to a control circuit which in turn controls the rudder that is adjusted. 5 15 20 25 30 35 r 519 962 »4 The invention utilizes the fact that an airborne vehicle which flies straight ahead with a given rudder angle and a roll angle which is zero, begins to sink if it is subjected to a disturbance, provided that the rudder is not moved . In the same way, an airborne vehicle, which is in a pure stationary turn and which is exposed to a disturbance so that its roll angle deviates from the optimum, begins to sink. This also applies in stationary ascent and in ascending and descending turns, respectively. According to the invention, the vehicle is stabilized around the optimal roll angle, which corresponds to the desired turning speed, by first finding out whether the vehicle's sinking speed increases or decreasing and then regulating one or more of the vehicle's control signals so that the sinking speed decreases. In this way you approach the rudder settings that give the lowest sinking speed, i.e. the rudder settings correspond to the optimal roll angle.
Metoden enligt uppfinningen kan även användas för att kompen- sera för driften hos ett halvledargyro anordnat för att stabilisera fordonet, genom att roderinställningarna justeras så att rollvin- keln hela tiden är den optimala. l\/len metoden är även användbar för fordon som är självstabila och inte har något gyro. Exempel- vis är metoden användbar för segelflygplan där det är viktigt att flyga med så små förluster som möjligt. Tack vare att roderutsla- gen hela tiden justeras i riktning mot minsta sjunkhastighet, vilket i sin tur leder till en optimal rollvinkel, blir energiförlusterna så små som möjligt.The method according to the invention can also be used to compensate for the operation of a semiconductor gyro arranged to stabilize the vehicle, by adjusting the rudder settings so that the roll angle is always the optimal one. The method is also useful for vehicles that are self-stable and have no gyro. For example, the method is useful for gliders where it is important to fly with as small losses as possible. Thanks to the fact that the rudder range is constantly adjusted in the direction of the minimum sinking speed, which in turn leads to an optimal roll angle, the energy losses are as small as possible.
Enligt en föredragen utföringsform av uppfinningen justeras styr- signalen åt samma håll så länge som sjunkhastigheten minskar och styrsignalen justeras åt motsatt håll när sjunkhastigheten ökar. På så sätt närmar man sig hela tiden minsta sjunkhastig- het.According to a preferred embodiment of the invention, the control signal is adjusted in the same direction as long as the sinking speed decreases and the control signal is adjusted in the opposite direction when the sinking speed increases. In this way, the minimum sinking speed is constantly approached.
Enligt ytterligare en föredragen utföringsform av uppfinningen ju- steras styrsignalen i väsentligen lika stora steg varje gång förfa- randet upprepas. Med fördel justeras styrsignalen så att åtmin- 10 15 20 25 30 35 ==519 962 .. .; , . , , _ - stone något av fordonets roder ändras mindre än 5% av maximalt roderutslag. Ännu hellre justeras styrsignalen så att åtminstone något av fordonets roder ändras med ett värde som är i storleks- ordningen 1-2°/> av maximalt roderutslag. Tack vare att styrsig- nalen justeras i små steg, förhindras att tillfälliga störningar får en för stor påverkan på styrningen.According to a further preferred embodiment of the invention, the control signal is adjusted in substantially equal steps each time the procedure is repeated. Advantageously, the control signal is adjusted so that at least 10 15 20 25 30 35 == 519 962 ...; ,. ,, _ - stone any of the vehicle's rudders changes less than 5% of maximum rudder range. Even better, the control signal is adjusted so that at least one of the vehicle's rudders is changed by a value that is in the order of 1-2 ° /> of maximum rudder deflection. Thanks to the control signal being adjusted in small steps, temporary disturbances are prevented from having too great an effect on the control.
Enligt ytterligare en föredragen utföringsform av uppfinningen upprepas förfarandet, tills en signal för att avsluta förfarandet mottages. Det är en fördel om piloten kan välja om styrsignalen ska justeras med metoden enligt uppfinningen eller ej. Exempel- vis är det lämpligt att tillfälligt upphöra med justeringen när for- donet aktivt manövreras till ett nytt stationärt läge.According to a further preferred embodiment of the invention, the process is repeated until a signal for terminating the process is received. It is an advantage if the pilot can choose whether the control signal should be adjusted with the method according to the invention or not. For example, it is advisable to temporarily stop the adjustment when the vehicle is actively maneuvered to a new stationary position.
Enligt ytterligare en utföringsform av uppfinningen är fordonet vä- sentligen sjålvstabilt och det är styrsignalen till fordonets höjdro- der som justeras. Även om fordonet är självstabilt och klarar av att reglera ut snabba störningar, kan det vara svårt att under en längre tid hålla planet stabilt med en optimal rollvinkel. Metoden enligt uppfinningen hjälper ett sådant fordon att stabilisera roll- vinkeln i en längre tidsskala.According to a further embodiment of the invention, the vehicle is substantially self-stable and it is the control signal to the vehicle's rudders that is adjusted. Even if the vehicle is self-stable and able to regulate rapid disturbances, it can be difficult to keep the plane stable for an extended period of time with an optimal roll angle. The method according to the invention helps such a vehicle to stabilize the roll angle in a longer time scale.
Enligt ytterligare en utföringsform av uppfinningen innefattar for- donet en regulator anordnad att upprätthålla en viss svänghas- tighet i enlighet med ett börvärde för svänghastigheten, varvid regulatorn styr åtminstone något av fordonets sidoroder och/eller skevroder och att det är svängregulatorns börvärde som justeras.According to a further embodiment of the invention, the vehicle comprises a regulator arranged to maintain a certain pivot speed in accordance with a setpoint for the pivot speed, the regulator controlling at least one of the vehicle's side rudders and / or skew rudders and that it is the setpoint regulator setpoint that is adjusted.
En sådan regulator innehåller vanligtvis ett gyro och klarar av att reglera ut snabba störningar som påverkar rollvinkeln. Ett halvle- dargyro har en långsam drift som påverkar rollvinkeln i en längre tidsskala. Med metoden enligt uppfinningen justeras börvärdet till regulatorn så att fordonet inte sjunker, vilket i sin tur leder till att givaren driftkompenseras. Tack vare metoden enligt uppfinningen kan således ett billigt halvledargyro användas istället för ett dyrt mekaniskt gyro. 10 15 20 25 30 35 i 519 962 e' Ytterligare ett ändamål med uppfinningen är att anvisa ett dator- program direkt inladdningsbart i en dators internminne, innefat- tande instruktioner för att påverka en processor att utföra stegen i förfarandet enligt uppfinningen. Dataprogrammet kan exempel- vis tillhandahållas via ett datorläsbart medium eller via någon form av nätverk såsom Internet.Such a regulator usually contains a gyro and is capable of regulating rapid disturbances that affect the roll angle. A semiconductor gyro has a slow operation that affects the roll angle in a longer time scale. With the method according to the invention, the setpoint to the controller is adjusted so that the vehicle does not sink, which in turn leads to the sensor being compensated for operation. Thanks to the method according to the invention, a cheap semiconductor gyro can thus be used instead of an expensive mechanical gyro. A further object of the invention is to provide a computer program directly loadable in a computer's internal memory, including instructions for influencing a processor to perform the steps of the method according to the invention. The computer program can, for example, be provided via a computer-readable medium or via some form of network such as the Internet.
Ytterligare ett ändamål med uppfinningen är att anvisa ett dator- läsbart medium innefattande ett datorprogram innefattande in- struktioner för att påverka en processor att utföra stegen i förfa- randet enligt uppfinningen.A further object of the invention is to provide a computer readable medium comprising a computer program comprising instructions for influencing a processor to perform the steps of the method according to the invention.
Ytterligare ett ändamål med föreliggande uppfinning är att till- handahålla en anordning som stabiliserar ett luftburet fordon kring rollvinkeln. Detta ändamål uppnås med en anordning som innefattar: organ för att ta fram fordonets sjunkhastighet, medel anordnat för att avgöra huruvida fordonets sjunkhastigheten ökar eller minskar och att justera åtminstone någon av fordon styrsig- naler så att fordonets sjunkhastighet närmar sig minsta sjunk- hastighet.A further object of the present invention is to provide a device which stabilizes an airborne vehicle around the roll angle. This object is achieved with a device comprising: means for producing the sinking speed of the vehicle, means arranged to determine whether the sinking speed of the vehicle increases or decreases and to adjust at least one of the vehicle control signals so that the sinking speed of the vehicle approaches the minimum sinking speed.
Enligt en föredragen utföringsform av uppfinningen är organet för att ta fram fordonets sjunkhastighet en variometer. Ett luftburet fordon är normalt utrustat med en variometer och det är då för- delaktigt att utnyttja den befintliga variometern för att stabilisera fordonet kring rollaxeln.According to a preferred embodiment of the invention, the means for producing the sinking speed of the vehicle is a variometer. An airborne vehicle is normally equipped with a variometer and it is then advantageous to use the existing variometer to stabilize the vehicle around the roller shaft.
FIGURBESKRIVNING Föreliggande uppfinning ska nu förklaras med hjälp av olika så- som exempel beskrivna utföringsformer och med hänvisning till de bifogade ritningarna.DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The present invention will now be explained by means of various embodiments described by way of example and with reference to the accompanying drawings.
Figur 1 visar ett flygplans olika axlar.Figure 1 shows the different axes of an aircraft.
Figur 2 visar hur sjunkhastigheten varierar med girhastigheten för ett luftburet fordon. 10 15 20 25 30 35 =l 519 962 i Figur 3 visar en utföringsform av en anordning enligt uppfin- ningen tillämpad på ett självstabilt fordon.Figure 2 shows how the sinking speed varies with the turning speed of an airborne vehicle. 10 15 20 25 30 35 = 1,519,962 in Figure 3 shows an embodiment of a device according to the invention applied to a self-stable vehicle.
Figur4 visar en utföringsform av en anordning enligt uppfin- ningen tillämpad på ett fordon med en svängregulator.Figure 4 shows an embodiment of a device according to the invention applied to a vehicle with a swing regulator.
Figur 5 visar ett flödesschema över en metod för att styra ett luftburet fordon enligt uppfinningen.Figure 5 shows a flow chart of a method for steering an airborne vehicle according to the invention.
BESKRIVNING AV UTFÖRlNGSFORlVlER l figur 1 visas ett flygplan och dess axlar. Rollaxeln x är planets Iängdaxel och den axel kring vilken planet vrider sig när planet lutar så att vingarna befinner sig på olika höjd. Rollvinkeln är vinkeln mellan planets rollaxel och horisontalplanet. När rollvin- keln är noll, befinner sig vingarna på samma höjd och planet går på en rak kurs. När planet har en rollvinkel som är skild frän noll svänger planet. Giraxeln z är en axel rakt genom planet, vinkel- rätt mot planets Iängdaxel. När planet är horisontellt är giraxeln parallell med Iodlinjen. Planet vrider sig krig giraxeln när det svänger. Girhastigheten är den vinkelhastigheten med vilken pla- net vrider sig kring giraxeln. Tippaxeln y är en axel genom pla- nets vingar och planet vrider sig kring tippaxeln när det ska flyga uppåt eller nedåt i förhållande till marken. Ett flygplan har tre oli- ka typer av roder: sidoroder 1 som styr planets vridning kring gi- raxeln, höjdroder 2 som styr planets vridning kring tippaxeln och skevroder som styr planets vridning kring rollaxeln.DESCRIPTION OF EMBODIMENTS Figure 1 shows an aircraft and its axes. The axis of rotation x is the longitudinal axis of the plane and the axis around which the plane rotates when the plane is inclined so that the wings are at different heights. The roll angle is the angle between the plane's roll axis and the horizontal plane. When the roll angle is zero, the wings are at the same height and the plane is on a straight course. When the plane has a non-zero roll angle, the plane rotates. The gear axis z is an axis straight through the plane, perpendicular to the longitudinal axis of the plane. When the plane is horizontal, the gear axis is parallel to the iodine line. The plane turns the war gear shaft as it turns. The gear speed is the angular speed at which the plane rotates about the gear axis. The tilt axis y is an axis through the plane's wings and the plane rotates around the tilt axis when it is to fly up or down in relation to the ground. An aircraft has three different types of rudders: side rudders 1 which control the plane's rotation around the gear shaft, altitude rudders 2 which control the plane's rotation around the tilt axis and skew rudders which control the plane's rotation around the roller shaft.
Sjunkhastighet är den hastighet med vilken ett luftburet fordon förlorar höjd när fordonet sjunker och mäts i enheten m/s. Sjunk- hastigheten kan beräknas genom derivering av utsignalen från en höjdmätare som mäter fordonets höjd över marken. Vanligtvis används en variometer för att mäta sjunkhastigheten. Ett luftbu- ret fordon, inklusive en eventuell regulator för att styra rollvin- keln, kan ses som ett system med önskad girhastighet som insig- nal och sjunkhastigheten som utsignal. Figur 2 visar hur sjunk- 10 15 20 25 30 35 519 962 8 hastigheten dh/dt beror av girhastigheten v för ett fixt värde på höjdroderutslaget. Kurvorna A och B visar hur sjunkhastigheten beror av girhastigheten för två olika utslag på höjdrodret. Varje kurva har ett maximum 5 som utgör den minsta sjunkhastigheten för just det höjdroderutslaget. Varje fixt höjdroderutslag har sin egen kurva med ett eget maximum 5. Värdet på den minsta sjunkhastighen varierar således beroende på höjdroderutslaget.Sinking speed is the speed at which an airborne vehicle loses altitude when the vehicle sinks and is measured in the unit m / s. The sinking speed can be calculated by deriving the output signal from an altimeter that measures the height of the vehicle above the ground. A variometer is usually used to measure the sink rate. An airborne vehicle, including a possible regulator to control the roll angle, can be seen as a system with the desired turning speed as the input signal and the sinking speed as the output signal. Figure 2 shows how the decreasing speed dh / dt depends on the turning speed v for a fixed value of the rudder stroke. Curves A and B show how the sinking speed depends on the turning speed for two different turns on the rudder. Each curve has a maximum of 5 which is the minimum sinking speed for that particular rudder stroke. Each fixed rudder stroke has its own curve with its own maximum 5. The value of the minimum descent speed thus varies depending on the rudder stroke.
En liknade kurva erhålls om girhastigheten byts ut mot höjdro- derutslaget, d.v.s. om kurvan istället visar hur sjunkhastigheten beror av höjdroderutslaget. Varje rollvinkel kommer då att ha sin egen kurva, vilket innebär att olika rollvinklar ger olika minsta sjunkhastighet. Uppfinningen innebär att man hela tiden försöker styra planet så att dess sjunkhastighet är på eller i närheten av den minsta sjunkhastigheten på kurvan. Fordonets roderjusteras i beroende av var på kurvan planet befinner sig, d.v.s. på vilken sida om den minsta sjunkhastigheten som planet befinner sig, så att planet sjunkhastigheten närmar sig den minsta sjunkhastig- heten.A similar curve is obtained if the turning speed is replaced by the rudder angle, i.e. if the curve instead shows how the sinking speed depends on the rudder angle. Each roll angle will then have its own curve, which means that different roll angles give different minimum sink speeds. The invention means that one constantly tries to control the plane so that its sinking speed is at or near the minimum sinking speed on the curve. The rudder of the vehicle is adjusted depending on where on the curve the plane is located, i.e. on which side of the minimum sinking speed the plane is located, so that the plane sinking speed approaches the minimum sinking speed.
Styrsignalen justeras i små steg åt samma håll så länge som sjunkhastigheten minskar. Då sjunkhastigheten istället ökar, d.v.s. då man har passerat förbi den minsta sjunkhastigheten i kurvan, ändras riktningen för justeringarna. På så vis närmar man sig och håller sig i närheten av den minsta sjunkhastighe- ten. Styrsignalen bör i varje steg inte justeras mer än vad som motsvarar 5% av rodrens maxutslag. Företrädesvis justeras styr- signalen varje gång ett steg som motsvarar i storleksordningen mellan 1% och 2% av rodrets maxutslag. Tack vare att stegen är små kommer tillfälliga störningar att filtreras bort.The control signal is adjusted in small steps in the same direction as long as the sinking speed decreases. When the sinking speed instead increases, i.e. when you have passed the minimum sinking speed in the curve, the direction of the adjustments changes. In this way, you approach and stay close to the lowest rate of descent. In each step, the control signal should not be adjusted more than what corresponds to 5% of the rudder's maximum deflection. Preferably, the control signal is adjusted each time by one step which corresponds to the order of between 1% and 2% of the rudder's maximum deflection. Due to the small steps, temporary disturbances will be filtered out.
Figur 3 visar en utföringsform av en anordning enligt uppfinning- en tillämpad på ett självstabilt fordon. För ett självstabilt flygplan gäller att ett konstant roderutslag ger en konstant girhastighet, vilket leder till en stationär sväng utan några tendenser till stört- spiral. Anordningen enligt uppfinningen innefattar en variometer 10 anordnad i planet, vilken mäter planets sjunkhastighet. En tra- 10 15 20 25 30 35 i519 962 ditionell variometer utnyttjar omgivande luftryck för att mäta skill- naden i höjd per tidsenhet, d.v.s. dh/dt. Vidare innefattar anord- ningen en datorenhet 12 som innehåller både hårdvara och mjuk- vara anordnade att avgöra huruvida fordonets sjunkhastighet ökar eller minskar samt justera fordonets styrsignaler så att dess sjunkhastighet närmar sig minsta sjunkhastighet. Hårdvaran i datorenheten 12 innefattar en eller flera processorer, minnen och övrig elektronik. lnsignalerna till datorenheten 12 utgörs i detta utföringsexempel av tre styrsignaler S1, S2, S3 till flygplanets roder och en signal P/A som talar om ifall planet ska styras för att uppnå minsta sjunkhastighet eller ej. lnsignalerna kan givetvis vara flera i en annan utföringsform. Signalen P/A kommer från ett aktiverings- don 14 som manuellt startar och stoppar justeringen av roderlä- gena så att planet närmar sig minsta sjunkhastighet. Aktiverings- donet 14 är i detta exempel en knapp, med vilken den som ma- növrerar planet kan beordra om planet ska styras efter minsta sjunkhastighet eller ej. Utsignalerna U1, U2, U3 från datorenheten 12 utgör styrsignaler till servon 16 som sköter planets roder. l en annan utföringsform kan utsignalerna givetvis vara fler än tre.Figure 3 shows an embodiment of a device according to the invention applied to a self-stable vehicle. For a self-stable aircraft, a constant rudder deflection gives a constant turning speed, which leads to a stationary turn without any tendency to a downward spiral. The device according to the invention comprises a variometer 10 arranged in the plane, which measures the sinking speed of the plane. A traditional variometer uses ambient air pressure to measure the difference in height per unit time, i.e. dh / dt. Furthermore, the device comprises a computer unit 12 which contains both hardware and software arranged to determine whether the vehicle's sinking speed increases or decreases and to adjust the vehicle's control signals so that its sinking speed approaches the minimum sinking speed. The hardware of the computer unit 12 includes one or more processors, memories, and other electronics. The inputs to the computer unit 12 in this exemplary embodiment consist of three control signals S1, S2, S3 to the rudder of the aircraft and a signal P / A which indicates whether the aircraft is to be controlled in order to achieve the minimum sinking speed or not. The input signals can of course be several in another embodiment. The signal P / A comes from an actuator 14 which manually starts and stops the adjustment of the rudder positions so that the plane approaches the minimum sinking speed. The actuator 14 in this example is a button, with which the person operating the plane can command whether the plane should be controlled according to the minimum sinking speed or not. The output signals U1, U2, U3 from the computer unit 12 constitute control signals to the servo 16 which controls the rudder of the plane. In another embodiment, the output signals can of course be more than three.
För självstabila flygplan gäller att när planet styrs efter minsta sjunkhastighet, d.v.s. när uppfinningen är inkopplad, hålls utsla- gen för skevroder och sidoroder inklusive motorpådrag konstanta samtidigt som höjdrodret justeras så att planet närmar sig minsta sjunkhastighet.For self-stable aircraft, when the aircraft is steered at the lowest sinking speed, i.e. when the invention is engaged, the deflections for skew rudders and side rudders, including engine torque, are kept constant while the rudder is adjusted so that the plane approaches the minimum sinking speed.
Figur 4 visar en utföringsform av en anordning enligt uppfinning- en tillämpad på ett fordon med en svängregulator 18. Ett flyg- plan inklusive svängregulator är ekvivalent med ett självstabilt flygplan. Svängregulatorn 18 innefattar en filter 20 och halvledar- gyro 22 i form av ett piezogyro. Piezogyrot känner av girhastig- heten kring flygplanets giraxel och har en långsam drift som ska kompenseras. I detta utföringsexempel styr svängregulatorn skevrodret via servot 16, baserat på utsignalen från gyrot 22 och ett börvärde B' för girhastigheten. I ett annat utföringsexempel 10 15 20 25 30 35 519 962 r 10 kan svängregulatorn istället styra både sidorodret och skevrodret eller endast sidorodret.Figure 4 shows an embodiment of a device according to the invention applied to a vehicle with a swing controller 18. An aircraft including swing controller is equivalent to a self-stable aircraft. The swing regulator 18 comprises a filter 20 and a semiconductor gyro 22 in the form of a piezogyro. The piezo giro senses the gear speed around the aircraft's gear shaft and has a slow operation that must be compensated. In this embodiment, the swing controller controls the skew rudder via the servo 16, based on the output signal from the gyro 22 and a setpoint B 'for the yaw speed. In another embodiment, the swing controller can instead control both the side rudder and the skew rudder or only the side rudder.
På samma sätt som i föregående utföringsexempel innefattar an- ordningen en variometer 10 och en datorenhet 12. Istället för att direkt justera styrsignalerna till servot, justeras börvärdet B till svängregulatorn. Höjdrodret och sidorodret hålls fixa under ju- steringen. lnsignaler till datorenheten är således börvärdet för girhastigheten B och signalen P/A som beordrar huruvida planet ska styras mot minsta sjunkhastighet eller ej. Utsignalen från datorenheten 12 är det nya justerade börvärdet B' till regulatorn 18. Med fördel implementeras regulatorn och uppfinningen i samma datorenhet så att de utnyttjar samma processor och samma hårdvara. Styrsignalen till regulatorn, d.v.s. börvärdet B', kommer således med hjälp av variometern 10 att långsamt juste- ras så att givarens drift kompenseras.In the same way as in the previous embodiment, the device comprises a variometer 10 and a computer unit 12. Instead of directly adjusting the control signals to the servo, the setpoint B is adjusted to the swing controller. The rudder and side rudder are kept fixed during adjustment. Inputs to the computer unit are thus the setpoint for the rotational speed B and the signal P / A which commands whether the plane is to be controlled at the lowest sinking speed or not. The output signal from the computer unit 12 is the new adjusted setpoint B 'to the controller 18. Advantageously, the controller and the invention are implemented in the same computer unit so that they utilize the same processor and the same hardware. The control signal to the controller, i.e. the setpoint B ', will thus be slowly adjusted with the aid of the variometer 10 so that the operation of the sensor is compensated.
Gyrodriften kan kompenseras både under flygning rakt fram och i en stationär sväng. Eftersom gyrot driver långsamt, är det vid flygning på rak kurs acceptabelt att efter varje justering vänta tills eventuella transienter har klingat ut, innan nästa justering utförs. Vid flygning på rak kurs med dynamik kan man använda någon dynamisk modell som medger justering oftare. Vid flygning i stationär sväng påverkas fordonet av vinden på så sätt att for- donet stiger då det svänger mot vinden och sjunker när det svänger från vinden. Denna effekt kan elimineras genom an- vändning av en totalenergivariometer. Ett annat sätt att eliminera påverkan från vinden är att identifiera kompletta varv och sedan justera och mäta efter varje varv, d.v.s. man justerar endast en gång per varv. På så sätt blir mätningarna av sjunkhastigheten jämförbara. Vid en stationär sväng med dynamik kan man med hjälp av en dynamisk modell och signalen från gyrot filtrera fram en skattning av verklig svänghastighet eller av rollvinkeln. En så- dan modell måste sannolikt vara olinjär och omfatta en modell av vinden. 10 15 20 25 30 35 519 962 11 Figur 5 visar ett flödesschema över ett förfarande för att styra ett Iuftburet fordon enligt uppfinningen. implementeringen av förfa- randet görs företrädesvis i mjukvara, såsom ett dataprogram in- nefattande instruktioner som utförs av processorn i datorenheten 12. Förfarandet startar när piloten beordrar styrning mot minsta sjunkhastighet genom att aktivera aktiveringsdonet 14, varvid en startsignal genereras, block 30. Fordonets sjunkhastighet motta- ges från variometern 10 och lagras, block 32. Därefter justeras styrsignalen ett steg åt något håll, block 34. Vilket håll styrsig- nalen justeras åt första gången har ingen betydelse. Efter en viss tid, vilken bestäms beroende på tillämpning, mottages ett nytt värde för sjunkhastigheten, block 36. Det nya värdet jämförs med det föregående värdet och det avgörs huruvida sjunkhastigheten har ökat eller ej, blocken 38 och 40. Om sjunkhastigheten har ökat justeras styrsignalen ett steg åt motsatt håll jämfört med fö- regående justering, block 42. Om sjunkhastigheten istället har minskat justeras styrsignalen ett steg till åt samma håll som i fö- regående justering, block 42. Därefter upprepas förfarandet tills en stoppsignal erhålls från aktiveringsdonet14, block 46.The gyro operation can be compensated both during flight straight ahead and in a stationary turn. As the gyro operates slowly, when flying at a straight course, it is acceptable to wait until each transient has faded out after each adjustment, before making the next adjustment. When flying on a straight course with dynamics, you can use a dynamic model that allows adjustment more often. When flying in a stationary turn, the vehicle is affected by the wind in such a way that the vehicle rises as it turns towards the wind and sinks when it turns from the wind. This effect can be eliminated by using a total energy variometer. Another way to eliminate the impact from the wind is to identify complete laps and then adjust and measure after each lap, i.e. you adjust only once per turn. In this way, the measurements of the sinking speed become comparable. In the case of a stationary turn with dynamics, an estimate of the actual turning speed or of the roll angle can be filtered out with the help of a dynamic model and the signal from the gyro. Such a model must probably be non-linear and include a model of the wind. Figure 5 shows a flow chart of a method of steering an airborne vehicle according to the invention. the implementation of the method is preferably done in software, such as a computer program including instructions executed by the processor in the computer unit 12. The method starts when the pilot orders control at minimum sink rate by activating the actuator 14, generating a start signal, block 30. Vehicle sink rate is received from the variometer 10 and stored, block 32. Then the control signal is adjusted one step in one direction, block 34. Which direction the control signal is adjusted for the first time does not matter. After a certain time, which is determined depending on the application, a new value for the sink rate is received, block 36. The new value is compared with the previous value and it is determined whether the sink rate has increased or not, blocks 38 and 40. If the sink rate has increased, the control signal is adjusted one step in the opposite direction compared to the previous adjustment, block 42. If the sink speed has instead decreased, the control signal is adjusted one step further in the same direction as in the previous adjustment, block 42. Then the procedure is repeated until a stop signal is obtained from the activator 14, block 46 .
Vilken styrsignal som justeras beror på tillämpning. För självsta- bíla plan justeras styrsignalen till höjdrodret. För plan med re- gulator justeras styrsignalen till regulatorn. Normalt har ett se- gelflygplan endast ett sidoroder. För segelflygplan justeras styr- signalen till planets sidoroder så att man flyger med minsta sjunkhastighet, vilket medför att man flyger med så små förluster som möjligt. Därmed kan segelflygplanet ligga och svänga utan att förlora höjd.Which control signal is adjusted depends on the application. For self-stable planes, the control signal is adjusted to the rudder. For planes with a controller, the control signal is adjusted to the controller. Normally a glider has only one rudder. For gliders, the control signal is adjusted to the plane's rudders so that you fly at the lowest sinking speed, which means that you fly with as small losses as possible. Thus, the glider can lie and swing without losing altitude.
Uppfinningen är inte begränsad till de visade utföringsformerna utan kan varieras och modifieras inom ramen för de efterföljande kraven. l en annan utföringsform kan något annat instrument än en variometer användas för att mäta sjunkhastigheten, till exem- pel en accelerometer eller en radarhöjdmätare, vars utsignal de- riveras för att erhålla sjunkhastigheten.The invention is not limited to the embodiments shown but can be varied and modified within the scope of the appended claims. In another embodiment, an instrument other than a variometer may be used to measure the sink rate, for example an accelerometer or a radar altimeter, the output of which is diverted to obtain the sink rate.
Claims (14)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SE0201803A SE519962C2 (en) | 2002-06-13 | 2002-06-13 | Device and procedure for control of an airborne vehicle, computer program for execution of this procedure as well as a medium readable by a computer containing such a program |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SE0201803A SE519962C2 (en) | 2002-06-13 | 2002-06-13 | Device and procedure for control of an airborne vehicle, computer program for execution of this procedure as well as a medium readable by a computer containing such a program |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| SE0201803D0 SE0201803D0 (en) | 2002-06-13 |
| SE0201803L SE0201803L (en) | 2003-04-29 |
| SE519962C2 true SE519962C2 (en) | 2003-04-29 |
Family
ID=20288171
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| SE0201803A SE519962C2 (en) | 2002-06-13 | 2002-06-13 | Device and procedure for control of an airborne vehicle, computer program for execution of this procedure as well as a medium readable by a computer containing such a program |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| SE (1) | SE519962C2 (en) |
-
2002
- 2002-06-13 SE SE0201803A patent/SE519962C2/en not_active IP Right Cessation
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| SE0201803D0 (en) | 2002-06-13 |
| SE0201803L (en) | 2003-04-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4984591B2 (en) | Automatic attitude control device, automatic attitude control method, and automatic attitude control program | |
| US4094479A (en) | Side slip angle command SCAS for aircraft | |
| JP4412545B2 (en) | Advanced flight control system and method for jet power three-mode aircraft | |
| US5951608A (en) | Flight control system for jet powered tri-mode aircraft | |
| JP3320828B2 (en) | Helicopter and method of opposing torque exerted by a single main rotor | |
| RU2460670C2 (en) | Method and device to control shift of movable stabiliser on aircraft | |
| EP0003947B1 (en) | Pitch bias actuator system for helicopter longitudinal cyclic pitch | |
| EP2673720B1 (en) | Flight control laws for full envelope banked turns | |
| US2627384A (en) | Flight control apparatus | |
| CN103625642A (en) | Method of controlling the wing flaps and horizontal stabilizer of a hybrid helicopter | |
| US4676460A (en) | Longitudinal stability augmentation system and method | |
| CA1085368A (en) | Helicopter pitch rate feedback bias for pitch axis maneuvering stability and load feel | |
| US5186415A (en) | Aircraft having means for controlling the ground effect flying altitude by sensing air pressure on the surface of the wing | |
| CN108107902B (en) | Lateral heading attitude control method and related device | |
| US2613050A (en) | Blind landing indicator and controller for aircraft | |
| US3658280A (en) | Altitude and glide slope track controller | |
| US2553597A (en) | Aircraft automatic pilot | |
| US3819135A (en) | System for augmenting aircraft attitude stability using vertical vane type sensors | |
| Culpepper et al. | Adaptive control of damaged parafoils | |
| SE519962C2 (en) | Device and procedure for control of an airborne vehicle, computer program for execution of this procedure as well as a medium readable by a computer containing such a program | |
| US3094300A (en) | Flight path control system | |
| BR102016015941A2 (en) | autopilot system and method | |
| Safwat et al. | Robust path following controller for unmanned aerial vehicle based on carrot chasing guidance law using dynamic inversion | |
| CA1246717A (en) | Rotorcraft load factor enhancer | |
| US2884212A (en) | Aircraft automatic pilot |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| NUG | Patent has lapsed | ||
| NUG | Patent has lapsed |