Результат интеллектуальной деятельности: АДАПТИВНАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ВЫСОТОЙ ПОЛЕТА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления летательными аппаратами, которые реализуют в процессе полета развороты со значительными углами атаки.

Известны системы управления летательными аппаратами, содержащие в канале тангажа задатчик сигнала управления, датчик угла тангажа, датчик угловой скорости по тангажу и суммирующий усилитель, формирующие по задающим воздействиям и сигналам датчиков состояния управляющие воздействия на рулевые приводы летательного аппарата [1].

Недостатком такой реализации является ограниченность возможностей управления, требующих средств ограничения угла атаки летательного аппарата.

К известным решениям можно отнести введение дополнительных фильтров в канал управления для ограничения угла атаки [2]. Однако, эти фильтры решают частные задачи, как и описано в [2], например, в условиях ветровых порывов; в то же время фильтры в прямой цепи ослабляют прохождение сигналов управления.

К известным решениям по формированию системы управления высотой полета можно отнести систему управления по [3]. Эта система содержит и контур управления по тангажу, включающий в себя блоки по аналогу [1], описанные выше, и контур управления высотой полета, содержащий датчик высоты полета и скорости ее изменения (например, радиовысотомер), задатчик сигнала высоты, блок рассогласования по высоте и суммирующий усилитель для формирования закона управления высотой полета.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является система управления каналом тангажа летательного аппарата, содержащая измеритель углового положения по тангажу и рулевой привод [4].

Недостатками известной системы являются ограниченные функциональные возможности в условиях нестационарности параметров и отсутствие средств ограничения угла атаки летательного аппарата.

Решаемой в предложенной системе управления технической задачей является расширение функциональных возможностей и ограничение угла атаки.

Указанный технический результат достигается тем, что в известную систему управления высотой полета летательного аппарата, содержащую летательный аппарат как объект управления, рулевой привод, измеритель углового положения по тангажу, измеритель угловой скорости по тангажу и суммирующий усилитель, дополнительно введены датчик скоростного напора, датчик высоты и скорости изменения высоты, датчик скорости полета, задатчик сигнала высоты, блок рассогласования, первый блок ограничения сигнала, функциональный преобразователь, второй блок ограничения сигнала, функциональное устройство ограничения сигнала, первый задатчик опорного сигнала, первый блок деления и первый блок умножения, выход задатчика сигнала высоты через блок рассогласования соединен со входом суммирующего усилителя, первый и второй выходы датчика высоты и скорости изменения высоты соединены соответственно со вторым входом блока рассогласования и через первый блок умножения - со вторым входом суммирующего усилителя, выход первого блока ограничения сигнала подключен через последовательно соединенные функциональный преобразователь и второй блок ограничения сигнала ко входу рулевого привода, а вход первого блока ограничения сигнала соединен с выходом суммирующего усилителя, датчик скоростного напора соединен со вторым входом функционального преобразователя непосредственно и через функциональное устройство ограничения сигнала - со вторым входом первого блока ограничения сигнала, измеритель углового положения по тангажу и измеритель угловой скорости по тангажу соединены соответственно с третьим и четвертым входами функционального преобразователя, первый задатчик опорного сигнала и датчик скорости полета соединены с первым и вторым входами первого блока деления соответственно, а выход первого блока деления подключен ко второму входу первого блока умножения. Кроме того, функциональный преобразователь содержит последовательно соединенные второй задатчик опорного сигнала и второй блок деления, последовательно соединенные первый сумматор, второй блок умножения и второй сумматор, выход которого является выходом функционального преобразователя, последовательно соединенные третий задатчик опорного сигнала, третий блок деления и третий блок умножения, выход которого соединен со вторым входом второго сумматора, выход второго блока деления соединен со вторым входом второго блока умножения, при этом первый вход первого сумматора, второй вход второго блока деления, второй вход первого сумматора и второй вход третьего блока умножения являются первым, вторым, третьим и четвертым входами функционального преобразователя соответственно.

На фиг.1 представлена структурная схема системы управления, на фиг.2 представлена блок-схема функционального преобразователя, на фиг.3 представлена статическая характеристика функционального устройства ограничителя сигнала.

Адаптивная система управления высотой полета летательного аппарата (фиг.1) содержит последовательно соединенные задатчик сигнала высоты 1 (ЗСВ), блок рассогласования 2 (БР), суммирующий усилитель 3 (СУ), первый блок ограничения сигнала 4 (1 БОС), функциональный преобразователь 5 (ФП), второй блок ограничения сигнала 6 (2 БОС), рулевой привод 7 (РП) и летательный аппарат как объект управления 8 (ЛА), датчик скоростного напора 9 (ДСН) соединен со вторым входом функционального преобразователя 5 непосредственно и через функциональное устройство ограничения сигнала 10 (ФУОС) - со вторым входом первого блока ограничения сигнала 4, измеритель углового положения по тангажу 11 (ИУПТ) и измеритель угловой скорости по тангажу 12 (ИУСТ) соединены соответственно с третьим и четвертым входами функционального преобразователя 5, первый и второй выходы датчика высоты и скорости изменения высоты 13 (ДВиСИВ) соединены соответственно со вторым входом блока рассогласования 2 и через первый блок умножения 14 (1 БУ) со вторым входом суммирующего усилителя 3, первый задатчик опорного сигнала 15 (1 ЗОС) и датчик скорости полета 16 (ДСП) соединены с первым и вторым входами первого блока деления 17 (1 БД) соответственно, а выход первого блока деления 17 подключен ко второму входу первого блока умножения 14.

Функциональный преобразователь 5 (фиг.2) содержит последовательно соединенные второй задатчик опорного сигнала 18 (2 ЗОС) и второй блок деления 19 (2 БД), последовательно соединенные первый сумматор 20, второй блок умножения 21 и второй сумматор 22, выход которого является выходом функционального преобразователя, последовательно соединенные третий задатчик опорного сигнала 23, третий блок деления 24 и третий блок умножения 25, выход которого соединен со вторым входом второго сумматора 22, выход второго блока деления 19 соединен со вторым входом второго блока умножения 21, при этом первый вход первого сумматора 20, второй вход второго блока деления 19, второй вход первого сумматора 20 и второй вход третьего блока умножения 25 являются первым, вторым, третьим и четвертым входами функционального преобразователя 5 соответственно.

Система управления работает следующим образом.

Выходной сигнал управления , формируемый системой управления на основе сигналов задатчиков 1 и 15 и датчиков первичной информации 11, 12, 13 летательного аппарата 8, подается на рулевой привод 7, отклонения руля которого воздействуют на летательный аппарат, изменяя его положение в соответствующем направлении. Выходными параметрами летательного аппарата являются: угол тангажа ϑ, угловая скорость , скорость полета V, высота полета Н, скорость изменения высоты полета и скоростной напор q.

Датчики первичной информации измеряют и формируют соответствующие сигналы этих параметров:

- измеритель углового положения по тангажу 11 - сигнал угла тангажа ϑ_и;

- измеритель угловой скорости по тангажу 12 - сигнал угловой скорости по тангажу ω_zи;

- датчик скорости полета 16 - сигнал скорости полета V_и;

- датчик высоты и скорости изменения высоты 13 - сигналы высоты полета Н_и и скорости ее изменения ;

- датчик скоростного напора 9 - сигнал скоростного напора q_и.

Измеренные сигналы ϑ_и, ω_zи, H_и и являются координатными, по ним формируются основные контуры управления и стабилизации по высоте и углу тангажа.

Сигналы q_и, V_и являются параметрическими и образуют каналы адаптивной перестройки параметров (передаточных чисел и ограничения) основных контуров:

- по контуру тангажа - это передаточные числа в блоке 5 по тангажу K_ϑ и угловой скорости ;

- по контуру высоты - это уровень ограничения , определенный блоком 10 по зависимости на фиг.3 для сигнала, сформированного контуром высоты в блоке 4, и перестройки передаточного числа по скорости изменения высоты в функции сигнала скорости полета V_и, сформированной блоками 15, 16 и 17.

Функционирование системы управления происходит следующим образом.

Блок 1 выдает сигнал заданной высоты Н_зад.. Блок рассогласования 2 формирует рассогласование ΔН в виде:

где Н_и - сигнал, поступающий от датчика высоты и скорости изменения высоты 13.

Рассогласование ΔН поступает на суммирующий усилитель 3, на второй вход которого поступает компонента сигнала . Суммирующий усилитель 3 формирует базовый сигнал управления контура высоты для подачи в контур управления по тангажу ϑ_у в виде:

где К_н - передаточное число по рассогласованию ΔН;

- компонента сигнала , формируемая блоками 15, 17, 14 и датчиками 13 и 16.

При этом передаточное число формируется блоками 15, 16, 17 и составляет:

где а_o - базовый коэффициент, соответствующий, например, полету со средней скоростью V_o, т.е.

a V_и - измеренная скорость полета на выходе датчика 16.

Тогда (3) можно записать в виде:

В (4) и (5) - базовый передаточный коэффициент по , соответствующий скорости V_o.

Величина а_о выставляется в первом задатчике опорного сигнала 15.

Соотношение (3) формируется в первом блоке деления 17, т.е. на его выходе имеем сигнал, соответствующий . В первом блоке умножения 14 сигналы и (последний с датчика 13) умножаются и полученный сигнал поступает в суммирующий усилитель 3.

Таким образом, по (3) и (5) видна адаптивная перестройка передаточного числа в функции скорости полета V.

Целесообразность и достаточность предложенной адаптации можно показать на основе следующих соображений.

Контур высоты формируется по сигналам летательного аппарата Н_и и . При этом математически в операторной форме можно записать

в то же время

где θ - угол наклона траектории:

где α - угол атаки.

Из (6) и (7) видно, что для контура управления высотой полета с замыканием и соответственно регулированием по координатам Н и скорость полета V является общим параметром, влияющим на процессы регулирования. Абсолютно корректным для инвариантности процессов регулирования к изменению скорости является введение в контур общего коэффициента, обеспечивающего инвариантность сквозных коэффициентов передачи к этому изменению, т.е. введение сомножителя в передаточные коэффициенты К_H и , обратно пропорционального скорости полета V. Однако введение этого сомножителя в прямую цепь - по Н, т.е. в коэффициент К_H, существенно сказывается на статической точности, особенно в условиях применения реальных рулевых приводов, имеющих зону нечувствительности. Поэтому величина К_H выбирается К_H=const по двум соображениям:

1) обеспечения точности;

2) обеспечения устойчивости и качества в сочетании с коэффициентом , принятым по (3) и (5).

Сформированный сигнал ϑ_у ограничивается в блоке 4 до определенной величины , которая позволяет соответственно ограничить угол атаки α в переходном процессе.

В общем случае летательный аппарат имеет тенденцию к большим забросам на малых скоростных напорах, что определяет введение соответствующей нелинейной зависимости блока в функции от скоростного напора. Эта зависимость в общем виде представлена на фиг.3.

С блока 4 выходит сигнал с учетом необходимого ограничения базового сигнала ϑ_у.

Сигнал является задающим для части системы управления по тангажу и сформированным на основе сигналов ϑ_и и ω_zи, соответствующих ϑ и ω_z летательного аппарата 8 и поступающих с датчиков 11 и 12.

Таким образом, сигналы , ϑ_и и ω_zи поступают в блок 5 для формирования сигнала управления угловой стабилизацией по тангажу. Выходом этого блока является базовый сигнал угловой стабилизации:

Блок-схема функционального преобразователя 5 представлена на фиг.2. На схеме отражено сочетание координатных сигналов ϑ_и и ω_zи и параметрических K_ϑ и в функции скоростного напора q≅q_и. Действительно, задатчиками 18 и 23 определено базовое значение передаточных чисел и соответственно. Зависимость требуемого изменения (адаптации) передаточных чисел от q_и реализована во втором 19 и третьем 24 блоках деления: на второй блок деления 19 поступает сигнал от блока 18 и q_и от блока 9, на его выходе формируется сигнал, соответствующий адаптированному передаточному числу

Соответственно на блок 24 поступают сигналы от блока 23 и q_и от блока 9, на выходе его формируется сигнал, соответствующий передаточному числу с учетом адаптации:

В блоке 20 формируется рассогласование Δϑ:

В блоке 21 (второй блок умножения) формируется компонента сигнала рассогласования для сигнала σ_в, равная К_ϑΔϑ, здесь сигнал К_ϑ поступает с блока 19; в блоке 25 формируется компонента сигнала по угловой скорости ω_z, равная и ω_zи, здесь сигнал поступает с блока 24.

В сумматоре 22 формируется сигнал σ_в:

Базовый сигнал стабилизации σ_в ограничивается в блоке 6 (фиг.1) до технического уровня, соответствующего задействованию в дальнейшем рулевых приводов для этого канала (тангажа-высоты) и с учетом возможности задействования этих рулевых приводов для смежных каналов (курса, крена).

Построение канала адаптации передаточных чисел К_ϑ и в функции скоростного напора достаточно и оправдано, поскольку, во-первых, просто и экономично, а во-вторых, отражает инвариантность к нестационарному изменению аэродинамических характеристик летательного аппарата в функции от скоростного напора как доминирующего фактора.

Таким образом, предложенное построение адаптивной системы управления высотой полета летательного аппарата позволяет расширить функциональные возможности управления летательным аппаратом и ограничить угол атаки.

Все блоки системы управления являются стандартными и могут быть реализованы на элементах автоматики и вычислительной техники, например, по [5, 6], а также программно-алгоритмически в БЦВМ.

Источники информации

1. Патент РФ №1751716, 30.07.92 г., кл. G 05 B 13/02.

2. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов./ Под ред. Г.С.Бюшгенса. М.: Наука, Физматлит, 1998, с.616-618.

3. В.А.Боднер. Теория автоматического управления полетом. М.: Наука, 1964, с.178.

4. И.А.Михалев и др. Системы автоматического управления самолетом. М.: Машиностроение, 1987, с.30, 194.

5. А.У.Ялышев, О.И.Разоренов. Многофункциональные аналоговые регулирующие устройства автоматики. М.: Машиностроение, 1981, с.103.

6. В.Б.Смолов. Функциональные преобразователи информации. Л.: Энергоиздат, Ленинградское отделение, 1981, с.55.