Патент на изобретение №2335005

(54) СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ УГЛОВЫМ ДВИЖЕНИЕМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ИНТЕГРИРУЮЩИМ ПРИВОДОМ

(57) Реферат:

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для управления угловым движением летательных аппаратов. Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата в предлагаемом способе обеспечено формирование оптимальных показателей переходных процессов по координатам углового движения летательного аппарата (ЛА). При этом управление ЛА осуществляют без коррекции коэффициентов пропорциональности законов управления угловым движением летательного аппарата во всем эксплуатационном диапазоне изменений скоростей и высот полета, а для канала тангажа и при изменении центровки летательного аппарата в процессе движения. 6 ил.

(56) (продолжение):

CLASS=”b560m”с.174. Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. – М.: Машиностроение, 1973, с.118-122. RU 2251136 C1, 27.04.2005. RU 2207613 C1, 27.06.2003.

Изобретение относится к системам автоматического регулирования полета и может быть использовано для управления угловым движением летательных аппаратов.

Известен способ управления угловым движением летательного аппарата (Система автоматического управления САУ-23А, серия 2. Назначение, принцип действия, законы управления. Техническое описание 6А2.550.045-4ТО (в четырех частях. Часть первая). Редакция I-77) – [1, с.19]), по которому измеряют угол крена и угловую скорость относительно продольной оси _x, задают требуемое значение угла крена _з, а также формируют сигнал управления путем суммирования сигнала, пропорционального разности между измеренным углом и требуемым значением _з, с корректируемым по скоростному напору сигналом, пропорциональным угловой скорости относительно продольной оси _х, в соответствии с законом управления

_Э=i(–_З)-(q)_x,

где _Э – угол отклонения элеронов, i – постоянный коэффициент пропорциональности; (q) – коэффициент пропорциональности, изменяющийся в зависимости от скоростного напора q.

Недостатком данного способа является необходимость коррекции коэффициента пропорциональности в широком диапазоне изменений скоростей и высот в зависимости от режима полета летательного аппарата. Коррекция коэффициента пропорциональности производится для получения одинаковых показателей переходных процессов по угловым координатам при изменениях значений динамических коэффициентов летательного аппарата при смене режима движения. Коррекция коэффициента пропорциональности усложняет схему, уменьшает надежность работы системы управления, а в большом диапазоне изменений параметров движения может оказаться нереализуемой с достаточной точностью.

Известен способ управления угловым движением летательного аппарата, реализованный в автопилоте АП-15Т (Бортовые системы управления полетом. Под общей редакцией Ю.В.Байбородина, М.: Транспорт, 1975. – 336 с.) – [2, с.254], по которому измеряют угол , угловую скорость и угловое ускорение , которые соответственно являются углом рыскания , угловой скоростью вращения летательного аппарата относительно оси OY связанной системы координат _у, угловым ускорением относительно оси OY связанной системы координат в канале рыскания, или углом крена , угловой скоростью вращения летательного аппарата относительно оси ОХ связанной системы координат _x, угловым ускорением относительно оси ОХ связанной системы координат в канале крена, или углом тангажа , угловой скоростью вращения летательного аппарата относительно оси OZ связанной системы координат _z, угловым ускорением относительно оси OZ связанной системы координат в канале тангажа, задают требуемое значение угла _з, соответственно _з, или _з, или _з, a сигналы управления формируют в соответствии с законами управления

где _Н, _Э, _В – угол отклонения рулевого органа, соответственно руля направления, элеронов, руля высоты, i,i_y, i, i, i i, i – коэффициенты пропорциональности.

Данный способ не позволяет получить оптимальные показатели переходных процессов в широком диапазоне изменений скоростей и высот полета, а также и при изменении центровки летательного аппарата в процессе движения вследствие использования постоянных значений коэффициентов пропорциональности.

Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является обеспечение оптимальных показателей переходных процессов по координатам углового движения летательного аппарата без коррекции коэффициентов пропорциональности законов управления угловым движением летательного аппарата во всем эксплуатационном диапазоне изменений скоростей и высот полета, а для канала тангажа и при изменении центровки летательного аппарата в процессе движения.

Технический результат достигается тем, что по способу управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом, по которому измеряют угол , угловую скорость и угловое ускорение , которые соответственно являются углом рыскания , угловой скоростью вращения летательного аппарата относительно оси OY связанной системы координат _у, угловым ускорением относительно оси OY связанной системы координат в канале рыскания, или углом крена , угловой скоростью вращения летательного аппарата относительно оси ОХ связанной системы координат _x, угловым ускорением относительно оси ОХ связанной системы координат в канале крена, или углом тангажа , угловой скоростью вращения летательного аппарата относительно оси OZ связанной системы координат _z, угловым ускорением относительно оси OZ связанной системы координат в канале тангажа, задают требуемое значение угла _з, соответственно _з, или _з, или _з, а сигналы управления формируют в соответствии с законами управления

где _Н, _Э, _В – угол отклонения рулевого органа, соответственно руля направления, элеронов, руля высоты, i, i, i, – коэффициенты пропорциональности,

формируют дополнительные сигналы управления в каналах рыскания, крена и тангажа вида

где i _x1, i _x2, i _x3 – постоянные передаточные числа,

в свою очередь

в которых

где T – постоянная времени фильтра, р – оператор Лапласа,

i_x1, i_x2, i_x3, a₁₁, a₁₂, b₁, a₂₁, a₂₂, b₂ – постоянные коэффициенты,

а результирующий сигнал управления формируют путем суммирования сигналов управления и соответствующих дополнительных сигналов управления.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1-6.

Фиг.1 – блок-схема системы управления угловым движением летательного аппарата, реализующей предложенный способ управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом.

Фиг.2 – блок-схема блока задания динамики углового движения.

Фиг.3 – графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата без блока задания динамики углового движения при изменении эффективности рулевого органа.

Фиг.4 – графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата с блоком задания динамики углового движения при изменении эффективности рулевого органа.

Фиг.5 – графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата без блока задания динамики углового движения при изменении центровки летательного аппарата.

Фиг.6 – графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата с блоком задания динамики углового движения при изменении центровки летательного аппарата.

Система управления угловым движением летательного аппарата содержит каналы рыскания 16, крена 17 и тангажа 18, каждый из которых содержит:

1 – датчик углового положения летательного аппарата;

2 – датчик угловой скорости;

3 – задатчик требуемого значения углового положения летательного аппарата;

4 – датчик углового ускорения;

5 – первый суммирующий усилитель;

6 – интегрирующий привод рулевого органа;

7 – блок задания динамики углового движения.

Приняты следующие обозначения:

– угол на выходе датчика углового положения летательного аппарата 1;

– угловая скорость на выходе датчика угловой скорости 2;

– угловое ускорение на выходе датчика углового ускорения 4;

_з – требуемое значение угла;

U_доп – дополнительный сигнал управления.

Система управления угловым движением летательного аппарата содержит каналы рыскания, крена и тангажа, каждый из которых содержит датчик углового положения летательного аппарата 1, датчик угловой скорости 2 и датчик углового ускорения 4, которые соответственно являются датчиком угла рыскания , датчиком угловой скорости вращения летательного аппарата относительно оси OY связанной системы координат _у, датчиком углового ускорения относительно оси OY связанной системы координат , или датчиком угла крена , датчиком угловой скорости вращения летательного аппарата относительно оси ОХ связанной системы координат _х, датчиком углового ускорения относительно оси ОХ связанной системы координат , или датчиком угла тангажа , датчиком угловой скорости вращения летательного аппарата относительно оси OZ связанной системы координат _z, датчиком углового ускорения относительно оси OZ связанной системы координат , задатчик требуемого значения углового положения летательного аппарата 3, соответственно _з, или _з, или _з, первый суммирующий усилитель 5, первый вход которого соединен с датчиком углового положения летательного аппарата 1, второй вход соединен с датчиком угловой скорости 2, третий инвертирующий вход соединен с выходом задатчика требуемого значения углового положения летательного аппарата 3, четвертый вход соединен с выходом датчика углового ускорения 4, а выход соединен со входом интегрирующего привода рулевого органа 6, а также блок задания динамики углового движения 7, входы которого соединены соответственно с выходами датчика углового положения летательного аппарата 1, датчика угловой скорости 2, датчика углового ускорения 4 и задатчика требуемого значения углового положения летательного аппарата 3, выход соединен с пятым входом первого суммирующего усилителя 5.

Блок задания динамики углового движения 7 содержит:

8 – фильтр;

9 – сумматор;

10 – третий суммирующий усилитель;

11 – вычислитель;

12 – первый интегратор;

13 – третий интегратор;

14 – второй суммирующий усилитель;

15 – второй интегратор.

Приняты следующие обозначения:

– сигнал на первом выходе вычислителя 11;

– сигнал на втором выходе вычислителя 11;

– сигнал на выходе первого интегратора 12;

– сигнал на выходе второго интегратора 15;

– сигнал на выходе третьего суммирующего усилителя 10;

– сигнал на выходе третьего интегратора 13.

Блок задания динамики углового движения 7 содержит вычислитель 11, первый и второй входы которого соответственно являются первым и вторым входами блока задания динамики углового движения 7, первый интегратор 12, вход которого соединен с первым выходом вычислителя 11, второй интегратор 15, вход которого соединен со вторым выходом вычислителя 11, сумматор 9, первый вход которого соединен с выходом первого интегратора 12, второй, инвертирующий, вход соединен с выходом фильтра 8, вход которого является третьим входом блока задания динамики углового движения 7, третий суммирующий усилитель 10, входы которого соединены соответственно с выходами сумматора 9, второго выхода вычислителя 11 и второго интегратора 15, третий интегратор 13, вход которого соединен с выходом третьего суммирующего усилителя 10, а выход соединен с третьим входом вычислителя 11, второй суммирующий усилитель 14, первый и второй, инвертирующие, входы которого соединены с выходами первого интегратора и второго интегратора, третий и четвертый входы соединены со вторым и первым входами вычислителя, пятый, инвертирующий, вход соединен со вторым выходом вычислителя, шестой вход является четвертым входом блока задания динамики углового движения 7, а выход является выходом блока задания динамики углового движения 7.

Работа системы происходит следующим образом. Сигнал с датчика углового положения летательного аппарата 1 поступает на первый вход первого суммирующего усилителя 5, на второй и четвертый входы которого поступают сигналы с датчика угловой скорости 2 и датчика углового ускорения 4. Сигнал требуемого углового положения летательного аппарата поступает с задатчика требуемого углового положения летательного аппарата 3 на третий, инвертирующий, вход первого суммирующего усилителя 5. На входы блока задания динамики углового движения летательного аппарата 7 поступают соответственно сигналы углового положения летательного аппарата, угловой скорости, требуемого значения углового положения и сигнал углового ускорения.

Вычислитель 11 работает в соответствии с системой уравнений

где а₁₁, а₁₂, b₁, а₂₁, a₂₂, b₂ – постоянные коэффициенты,

, , – сигналы соответственно на первом, втором и третьем входах вычислителя,

, – сигналы соответственно на первом и втором выходах вычислителя.

С первого выхода вычислителя 11 сигнал поступает на первый вход первого интегратора 12, работающий в соответствии с алгоритмом

Со второго выхода вычислителя 11 сигнал поступает на второй интегратор 15, работающий в соответствии с алгоритмом

Сигнал требуемого значения углового положения летательного аппарата, поступающий на третий вход блока задания динамики углового движения летательного аппарата 7, проходит через фильтр 8 с передаточной функцией вида

где Т – постоянная времени, р – оператор Лапласа,

и поступает на второй, инвертирующий, вход сумматора 9, на первый вход которого поступает сигнал с выхода первого интегратора 12.

Введение фильтра 8 уменьшает перерегулирование по угловой координате при выходе ее на требуемое значение.

На выходе третьего суммирующего усилителя 10 формируется сигнал вида

где

i_x1, i_x2, i_х3 – постоянные передаточные числа.

С выхода третьего интегратора 13, вход которого соединен с выходом третьего суммирующего усилителя 10, на третий вход вычислителя 11 поступает сформированный сигнал вида

Выходом блока задания динамики углового движения 7 является выход второго суммирующего усилителя 14. На выходе второго суммирующего усилителя 14 формируется дополнительный сигнал управления вида

где i _x1, i _x2, i _x3 – постоянные передаточные числа,

– сигналы соответственно на первом, втором, третьим, четвертом, пятом и шестом входах.

С выхода блока задания динамики углового движения 7 сформированный дополнительный сигнал управления поступает на пятый вход первого суммирующего усилителя 5, выход которого соединен с интегрирующим приводом рулевого органа 6.

Дополнительный сигнал управления, сформированный в блоке задания динамики углового движения 7, позволяет обеспечить дополнительное отклонение рулевого органа, необходимое для компенсации влияния на динамику изменения динамических параметров движения летательного аппарата, возникающих при изменении режима полета. Компенсация изменения влияния на динамику динамических параметров движения летательного аппарата позволяет обеспечить оптимальные показатели переходных процессов по координатам углового движения летательного аппарата во всем эксплуатационном диапазоне изменений скоростей и высот полета, а для канала тангажа и при изменении центровки летательного аппарата в процессе движения.

Эффективность применения блока задания динамики углового движения 7 подтверждается фиг.3-6. На фиг.3-6 показаны графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением при наличии (фиг.4, фиг.6) и отсутствии (фиг.3, фиг.5) блока задания динамики углового движения 7. В качестве летательного аппарата принят легкий самолет.

На фиг.3 и фиг.4 показаны соответственно графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления без блока задания динамики углового движения 7 и с блоком задания динамики углового движения 7 при изменении эффективности рулевого органа. Кривая переходного процесса 1 соответствует уменьшению эффективности рулевого органа в два раза. Кривая переходного процесса 2 соответствует оптимальной настройке системы управления для расчетного значения эффективности рулевого органа. Кривая переходного процесса 3 соответствует увеличению эффективности рулевого органа в два раза.

Из фиг.3 видно, что изменение эффективности рулевого органа в системе управления угловым движением летательного аппарата без блока задания динамики углового движения 7 приводит к значительному изменению переходных процессов в угловом движении. При этом не выдерживаются требуемые показатели качества переходных процессов, соответствующие переходному процессу при расчетном значении эффективности рулевого органа.

Из фиг.4 видно, что введение блока задания динамики углового движения 7 в систему управления угловым движением летательного аппарата обеспечивает близость переходных процессов к оптимальному при широком изменении эффективности рулевого органа.

На фиг.5 и фиг.6 показаны соответственно графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления без блока задания динамики углового движения 7 и с блоком задания динамики углового движения 7 при смещении центра масс летательного аппарата. Кривая переходного процесса 1 соответствует смещению центра масс летательного аппарата назад вдоль хорды крыла относительно расчетного значения. Кривая переходного процесса 2 соответствует оптимальной настройке системы управления для расчетного значения положения центра масс. Кривая переходного процесса 3 соответствует смещению центра масс летательного аппарата вперед вдоль хорды крыла относительно расчетного значения. Кривая переходного процесса 4 соответствует смещению центра масс летательного аппарата назад за точку приложения подъемной силы (летательный аппарат статически неустойчивый).

Из фиг.5 видно, что смещение центра масс летательного аппарата в системе управления угловым движением летательного аппарата без блока задания динамики углового движения 7 приводит к значительному изменению переходных процессов в угловом движении. При этом не выдерживаются требуемые показатели качества переходных процессов, соответствующие переходному процессу при расчетном положении центра масс летательного аппарата.

Из фиг.6 видно, что введение блока задания динамики углового движения 7 в систему управления угловым движением летательного аппарата обеспечивает близость переходных процессов к оптимальному при смещении центра масс летательного аппарата.

Предлагаемый способ обеспечивает оптимальные показатели переходных процессов по координатам углового движения летательного аппарата, не требующие коррекции коэффициентов пропорциональности законов управления угловым движением летательного аппарата во всем эксплуатационном диапазоне изменений скоростей и высот полета, а для канала тангажа и при изменении центровки летательного аппарата в процессе движения.

Формула изобретения

Способ управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом, по которому измеряют угол , угловую скорость и угловое ускорение , которые соответственно являются углом рыскания , угловой скоростью вращения летательного аппарата относительно оси OY связанной системы координат _у, угловым ускорением относительно оси OY связанной системы координат в канале рыскания, или углом крена , угловой скоростью вращения летательного аппарата относительно оси ОХ связанной системы координат _х, угловым ускорением относительно оси ОХ связанной системы координат в канале крена, или углом тангажа , угловой скоростью вращения летательного аппарата относительно оси OZ связанной системы координат _z, угловым ускорением относительно оси OZ связанной системы координат , в канале тангажа, задают требуемое значение угла _з, соответственно _з, или _з или _з, а сигналы управления формируют в соответствии с законами управления

где _H, _Э, _В – угол отклонения рулевого органа, соответственно руля направления, элеронов, руля высоты; i, i_у, i, i, i_х, i, i, i_z, i – коэффициенты пропорциональности, отличающийся тем, что формируют дополнительные сигналы управления в каналах рыскания, крена и тангажа вида

где i _x1, i _x2, i _x3 – постоянные передаточные числа,

в свою очередь

в которых

где Т – постоянная времени фильтра;

р – оператор Лапласа;

i_x1, i_x2, i_x3, а₁₁, a₁₂, b₁, a₂₁, a₂₂, b₂ – постоянные коэффициенты, а результирующий сигнал управления формируют путем суммирования сигналов управления и соответствующих дополнительных сигналов управления.

РИСУНКИ