Патент на изобретение №2292069

(54) УСТРОЙСТВО УПРАВЛЕНИЯ ДИСТАНЦИОННО-ПИЛОТИРУЕМЫМ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ

(57) Реферат:

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в системах управления боковым движением легких и сверхлегких самолетов, малоразмерных дистанционно-пилотируемых летательных аппаратов (МДПЛА) и подобных. Технический результат – упрощение процесса управления. Для достижения данного результата устройство содержит приемник спутниковой системы навигации и автопилот, командный прибор, первый выход которого соединен с первым входом автопилота. При этом блоки формирования местной системы координат и значений отклонений центра масс летательного аппарата расширяют область параметрического управления МДПЛА. 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

(56) (продолжение):

CLASS=”b560m”с.6-7. SU 1802357 А1, 15.03.1993. Бортовые системы управления полетом. /Под общей редакцией Ю.В.Байбородина. – М.: Транспорт, 1975, с.336. RU 2042170 C1, 20.08.1993. БОДНЕР В.А. Системы управления ЛА. – М.: Машиностроение, 1973, с.87, с.181-182. SU 1825746 А1, 07.07.1993. НОВОСЕЛОВ А.С., БОЛНОКИН В.Е., ЧИНАЕВ П.И., ЮРЬЕВ А.Н. Системы адаптивного управления летательными аппаратами. – М.: Машиностроение, 1987.

Изобретение относится к системам автоматического регулирования полета и может быть использовано для управления движением легких и сверхлегких самолетов, дистанционно пилотируемых летательных аппаратов (ДПЛА) и им подобных.

Известно устройство управления полетом дистанционно-пилотируемых летательных аппаратов (Системы адаптивного управления летательными аппаратами / А.С.Новоселов, В.Е.Болнокин, П.И.Чинаев, А.Н.Юрьев. – М.: Машиностроение, 1987), в котором установлены на борт автопилот, бортовой компьютер, радиолиния и навигационная система и реализованы два режима полетом летательного аппарата: в режиме ручного пилотирования, при котором команды траекторного управления с выхода радиолинии подаются в автопилот, и режим программного управления, при котором в бортовом компьютере формируют команды управления для коррекции траектории полета летательного аппарата на основании предварительно введенных координатах точек маршрута и определенных с помощью навигационной системы текущих координат местоположения летательного аппарата.

Недостатком данного устройства является сложность вождения летательного аппарата по заданной траектории при ручном способе траекторного управления. Использование на дистанционно-пилотируемом летательном аппарате навигационной системы не всегда возможно, так как это ведет к значительному возрастания стоимости комплекса, особенно в случае применения инерциальных систем навигации, а также увеличению массогабаритных характеристик.

Известно устройство управления полетом дистанционно-пилотируемых летательных аппаратов (“Иностранная печать об экономическом, научно-техническом и военном потенциале государств – участников СНГ и технических средствах его выявления”, серия “Технические средства разведывательных служб зарубежных государств” – М.: Ежемесячный информационный бюллетень Всероссийского института научной и технической информации (ВИНИТИ), выпуск N 12, 2002 г., стр.6-7.), состоящее из бортового компьютера с введенными координатами поворотных пунктов маршрута полета дистанционно-пилотируемого летательного аппарата по программной траектории и приемника спутниковой системы навигации, в процессе полета на дистанционно-пилотируемом летальном аппарате с помощью приемника спутниковой системы навигации определяются координаты его текущего местоположения в полете по фактической траектории, подают значения координат текущего местоположения в бортовой компьютер, где с использованием их определяют отклонение фактической траектории полета дистанционно-пилотируемого летательного аппарата от его программной траектории и формируют команды управления для коррекции фактической траектории полета дистанционно-пилотируемого летательного аппарата, которые с выхода бортового компьютера подают в автопилот для соответствующего отклонения рулей.

В приведенном устройстве управления полетом дистанционно-пилотируемых летательных аппаратов для стабилизации центра масс необходимо вводить и запоминать некоторое число заранее заданных поворотных точек маршрута (программную траекторию). Наряду с этим существует круг задач, когда маршрут полета не может быть заранее определен и в процессе полета задается оператором. К таким задачам относятся задачи мониторинга некоторой территории, ледовой разведки, проведения поисковых работ на местности, управления полетом некоторых классов воздушных мишеней и другие задачи с заранее неопределенным маршрутом полета. В этом случае приведенное устройство неэффективно, так как нецелесообразно заранее определять поворотные точки маршрута ввиду информационной недостаточности. Гораздо эффективнее при решении этих задач применять управления дистанционно-пилотируемыми летательными аппаратами при помощи оператора. Однако в полете на дистанционно-пилотируемые летательные аппараты могут действовать ветровые возмущения, которые существенно изменяют траекторию полета и требуют от оператора частой корректировки полета с целью компенсации бокового сноса дистанционно-пилотируемого летательного аппарата при наличии ветра.

Технический результат, на достижение которого направленно заявляемое изобретение, заключается в упрощении управления оператором дистанционно-пилотируемых летательных аппаратов.

Технический результат достигается тем, что в устройство, содержащее приемник спутниковой системы навигации и автопилот, дополнительно введены командный прибор, первый выход которого соединен с первым входом автопилота, блок формирования местной системы координат, управляющий вход которого соединен со вторым выходом командного прибора, остальные входы соединены с выходами приемника спутниковой системы навигации, блок формирования значения отклонения центра масс летательного аппарата по оси O_MZ_M в плоскости O_MX_MZ_M, соединенный с выходами блока формирования местной системы координат и приемника спутниковой системы навигации; блок формирования угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости O_MX_MZ_M, соединенный с третьим выходом блока формирования местной системы координат и третьим выходом приемника спутниковой системы навигации; блок формирования сигналов управления, входы которого соединены с выходами блока формирования значения отклонения центра масс летательного аппарата по оси О_MZ_M в плоскости O_MX_MZ_M и блока формирования угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости O_MX_MZ_M; релейный элемент, управляющий вход которого соединен со вторым выходом командного прибора, второй вход которого соединен с выходом блока формирования сигналов управления, выход соединен со вторым входом автопилота.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1-6, где:

фиг.1 – используемые системы координат;

фиг.2 – блок-схема устройства управления дистанционно-пилотируемым летательным аппаратом;

фиг.3 – блок-схема блока формирования значения отклонения центра масс летательного аппарата по оси O_MZ_M в плоскости O_MX_MZ_M;

фиг.4 – блок-схема блока формирования угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости O_MX_MZ_M;

фиг.5 – блок-схема реализации блока формирования местной системы координат;

фиг.6 – блок формирования сигналов управления.

Приняты следующие обозначения:

O_gX_gY_gZ_g – географическая система координат;

O_MX_MY_MZ_M – местная система координат;

Х_g0, Z_g0 – координаты точки начала координат местной системы координат в географической системе координат;

_П0 – путевой угол в момент прохождения команды;

_П – текущий путевой угол;

V_П – вектор путевой скорости;

Z – значение отклонения центра масс летательного аппарата по оси O_MZ_M в плоскости O_MX_MZ_M;

_П – угол между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости O_МX_МZ_М;

– угол поворота местной системы координат относительно географической;

U – сигнал управления.

Устройство содержит:

1 – командный прибор;

2 – блок формирования местной системы координат;

3 – блок формирования значения отклонения центра масс летательного аппарата по оси О_MZ_M в плоскости O_MX_MZ_M;

4 – приемник спутниковой системы навигации;

5 – блок формирования угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости О_MX_MZ_M;

6 – блок формирования сигналов управления;

7 – релейный элемент;

8 – автопилот.

Устройство содержит командный прибор 1, первый выход которого соединен с первым входом автопилота, второй выход соединен с первым входом блока формирования местной системы координат 2, второй, третий и четвертый входы которого соединены соответственно с первым, вторым и третьим выходами приемника спутниковой системы навигации 4, первый и второй выходы которого соединены с четвертым и пятым входами блока формирования значения отклонения центра масс летательного аппарата по оси O_MZ_M в плоскости O_MX_MZ_M 3, первый, второй и третий входы которого соединены с первым, вторым и третьим выходами блока формирования местной системы координат 2, а выход соединен с первым входом блока формирования сигналов управления 6, второй вход которого соединен с выходом блока формирования угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости O_MX_MZ_M 5, первый вход которого соединен с третьим выходом приемника спутниковой системы навигации 4, второй вход соединен с третьим выходом блока формирования местной системы координат 2, выход блока формирования сигналов управления 6 соединен со вторым входом релейного элемента 7, первый вход которого соединен с выходом командного прибора 1, а выход соединен со вторым входом автопилота 8.

Блок формирования значения отклонения центра масс летательного аппарата по оси O_MZ_M в плоскости O_MX_MZ_M 3 содержит:

9 – первый сумматор;

10 – второй сумматор;

11 – первый блок умножения;

12 – третий сумматор;

13 – инвертор;

14 – блок вычисления косинуса;

15 – блок вычисления синуса;

16 – второй блок умножения.

Блок формирования значения отклонения центра масс летательного аппарата по оси O_MZ_M в плоскости O_MX_MZ_M 3 содержит первый сумматор 9, первый и второй инвертирующие, входы которого являются первым и четвертым входами блока 3, выход соединен с первым входом первого блока умножения 11, второй вход которого соединен с выходом блока вычисления косинуса 14, вход которого соединен с выходом инвертора 13; третий сумматор 12, первый вход которого соединен с выходом первого блока умножения 11, второй вход которого соединен с выходом второго блока умножения 16, второй вход которого соединен с выходом блока вычисления синуса 15, первый вход соединен с выходом второго сумматора 10, первый и второй входы которого являются вторым и пятым входами блока 3, третьим входом которого является вход инвертора 13, выход которого соединен с блоком вычисления синуса 15; выходом блока формирования значения отклонения центра масс летательного аппарата по оси O_MZ_M в плоскости О_MХ_MZ_M 3 является выход третьего сумматора 12.

Блок формирования угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости O_MX_MZ_M 5 содержит 17 – пятый сумматор.

Блок формирования угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости O_MX_MZ_M 5 содержит пятый сумматор 17. Первый и второй входы пятого сумматора 17 являются первым и вторым входом блока формирования угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости O_MX_MZ_M 5, выходом которого является выход пятого сумматора 17.

Блок формирования местной системы координат 2 содержит 19 – блок памяти.

Блок формирования местной системы координат 2 содержит блок памяти 19, первый вход которого, являющийся первым входом блока 2, соединен с выходом командного прибора 1, второй, третий и четвертый входы, являющиеся вторым, третьим и четвертыми входами блока 2, соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами приемника спутниковой системы навигации 4, первый, второй и третий выходы являются первым, вторым и третьим выходами блока формирования местной системы координат 2.

Блок формирования сигналов управления 6 содержит 18 – суммирующий усилитель.

Блок формирования сигналов управления 6 содержит суммирующий усилитель 18. Первый и второй входы суммирующего усилителя 18 являются первым и вторым входом блока формирования сигналов управления 6, выходом которого является выход суммирующего усилителя 18.

Предложенное устройство управления дистанционно-пилотируемым летательным аппаратом реализует два режима полета: режим стабилизации заданной линии пути и режим маневрирования по курсу.

В процессе полета производят измерение посредством приемника спутниковой системы навигации 4 текущих координат местоположения дистанционно-пилотируемого летательного аппарата X_g, Z_g в горизонтальной плоскости и текущего значения путевого угла _П. Заданную линию пути дистанционно-пилотируемого летательного аппарата формируют в момент прохождения команды на стабилизацию заданной линии пути с командного устройства 1, в качестве которого может использоваться, например, приемник командной радиолинии на борту. С этой целью в момент появления команды на стабилизацию заданной линии пути посредством блока памяти 2 запоминают координаты местоположения дистанционно-пилотируемого летательного аппарата X_g0, Z_g0 в горизонтальной плоскости и значение заданного путевого угла _П0 в момент прохождения команды.

В режиме стабилизации заданной линии пути в блоке 3 формируют значение отклонения Z центра масс летательного аппарата по оси O_MZ_M в плоскости OX_MZ_M в виде

Z=cos(Z_g+Z_g0)+sin(X_g-Х_g0),

где =-_П.

Для этого на выходе инвертора 13 формируют сигнал =-_П, который поступает через блок вычисления косинуса 13 и блок вычисления синуса 14 соответственно на вторые входы первого блока умножения 11, второго блока умножения 15. На выходе первого сумматора 9 формируют сигнал разности сигналов Z_g и Z_g0, поступающих соответственно на первый и второй инвертирующий, входы. Сформированный сигнал поступает на первый вход первого блока умножения 11, на выходе которого формируется сигнал (Z_g-Z_g0)cos. На выходе второго сумматора 10 формируют сигнал разности сигналов X_g и Х_g0, поступающих соответственно на первый и второй, инвертирующий, входы. Сформированный сигнал поступает на первый вход второго блока умножения 15, на выходе которого формируется сигнал (X_g-X_g0)sin. С выходов первого блока умножения 11 и второго блока умножения 15 полученные сигналы поступают соответственно на первый и второй входы третьего сумматора 12, на выходе которого формируется значение отклонения Z центра масс летательного аппарата по оси O_MZ_M в плоскости OX_MZ_M.

Также в режиме стабилизации формируют значение угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости OX_MZ_M в виде

_П=_П–_П0.

Для этого в блоке формирования угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости O_MX_MZ_M 5 вычисляется разность сигналов, поступающих на первый и второй, инвертирующий, входы пятого сумматора 17, которые являются соответственно первым и вторым входами блока 5. Сигнал разности формируется на выходе пятого сумматора 17, который является выходом блока 5.

Формируют сигнал управления U на основе полученных сигналов в виде

U=k_П+k_ZZ,

для чего в блоке формирования сигналов управления 6 вычисляется сумма сигналов, поступающих на первый и второй входы суммирующего усилителя 18, которые являются соответственно первым и вторым входами блока 6. Сигнал управления формируется на выходе суммирующего усилителя 18, который является выходом блока 6.

Сформированный на выходе блока 6 сигнал управления поступает через релейный элемент на автопилот для непосредственного воздействия на рулевые органы с целью возвращения ДПЛА на заданную линию пути.

В режиме маневрирования по курсу сигнал управления U равен нулевому значению. Отключение сигнала управления от автопилота производится релейным элементом 7 по сигналу с командного прибора 1. В это время управление траекторией движения происходит путем подачи управляющих команд на автопилот с первого выхода командного прибора 1.

Предложенное устройство упрощает управление оператором дистанционно-пилотируемых летательных аппаратов, не усложняя аппаратный состав бортового и наземного оборудования.

Формула изобретения

1. Устройство управления дистанционно-пилотируемым летательным аппаратом, содержащее приемник спутниковой системы навигации и автопилот, отличающееся тем, что дополнительно вводят командный прибор, первый выход которого соединен с первым входом автопилота, блок формирования местной системы координат, управляющий вход которого соединен со вторым выходом командного прибора, остальные входы соединены с выходами приемника спутниковой системы навигации, блок формирования значения отклонения центра масс летательного аппарата по оси О_MZ_M в плоскости О_MX_MZ_M, входы которого соединены с выходами блока формирования местной системы координат и приемника спутниковой системы навигации, блок формирования угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости О_MХ_MZ_M, входы которого соединенны с третьим выходом блока формирования местной системы координат и третьим выходом приемника спутниковой системы навигации, блок формирования сигналов управления, входы которого соединены с выходами блока формирования значения отклонения центра масс летательного аппарата по оси O_MZ_M в плоскости О_MХ_MZ_M и блока формирования угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости О_MХ_MZ_M, релейный элемент, управляющий вход которого соединен со вторым выходом командного прибора, второй вход соединен с выходом блока формирования сигналов управления, выход соединен со вторым входом автопилота.

2. Устройство управления дистанционно-пилотируемым летательным аппаратом по п.1, отличающееся тем, что блок формирования местной системы координат содержит блок памяти, первый вход которого, являющийся первым входом блока формирования местной системы координат, соединен с выходом командного прибора, второй, третий и четвертый входы, являющиеся вторым третьим и четвертыми входами блока формирования местной системы координат соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами приемника спутниковой системы навигации, первый, второй и третий выходы являются первым, вторым и третьим выходами блока формирования местной системы координат.

3. Устройство управления дистанционно-пилотируемым летательным аппаратом по п.1, отличающееся тем, что блок формирования значения отклонения центра масс летательного аппарата по оси О_MZ_M в плоскости О_MХ_MZ_M содержит первый сумматор, первый и второй, инвертирующий, входы которого является первым и четвертым входами блока формирования значения отклонения центра масс летательного аппарата по оси О_MZ_M в плоскости О_MХ_MZ_M, выход соединен с первым входом первого блока умножения, второй вход которого соединен с выходом блока вычисления косинуса, вход которого соединен с выходом инвертора, третий сумматор, первый вход которого соединен с выходом первого блока умножения, второй вход которого соединен с выходом второго блока умножения, второй вход которого соединен с выходом блока вычисления синуса, первый вход соединен с выходом второго сумматора, первый и второй входы которого являются вторым и пятым входами блока формирования значения отклонения центра масс летательного аппарата по оси O_MZ_M в плоскости О_MХ_MZ_M, третьим входом которого является вход инвертора, выход которого соединен с блоком вычисления синуса, выходом блока формирования значения отклонения центра масс летательного аппарата по оси О_MZ_M в плоскости О_MХ_MZ_M является выход третьего сумматора.

4. Устройство управления дистанционно-пилотируемым летательным аппаратом по п.1, отличающееся тем, что блок формирования угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости О_MХ_MZ_M содержит пятый сумматор, первый и второй входы которого являются первым и вторым входом блока формирования угла между вектором путевой скорости и осью О_MХ_M в плоскости О_MХ_MZ_M, выходом которого является выход пятого сумматора.

5. Устройство управления дистанционно-пилотируемым летательным аппаратом по п.1, отличающееся тем, что блок формирования сигналов управления содержит суммирующий усилитель, первый и второй входы которого являются первым и вторым входом блока формирования сигналов управления, выходом которого является выход суммирующего усилителя.

РИСУНКИ