Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ СИГНАЛА УПРАВЛЕНИЯ БОКОВЫМ ДВИЖЕНИЕМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Изобретение относится к управлению пространственным положением летательных аппаратов, в полете которых реализуются режимы координированных разворотов в боковом канале с большими углами крена.

Известны способы и устройства управления летательными аппаратами, в которых сигналы управления для каналов курса и крена формируются на основе сигналов задающих воздействий и измеренных сигналов углового положения и угловой скорости летательного аппарата по курсу и крену.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является способ формирования сигнала управления боковым движением летательного аппарата, заключающийся в том, что задают сигнал управления по курсу, измеряют сигналы углового положения и угловой скорости по курсу летательного аппарата, формируют сигнал рассогласования по курсу, равный разности сигналов управления и углового положения по курсу, усиливают сигналы рассогласования и угловой скорости по курсу, суммируют усиленные сигналы рассогласования и угловой скорости по курсу, измеряют сигналы углового положения и угловой скорости по крену, формируют сигнал рассогласования по крену, равный разности сигналов управления и углового положения по крену, усиливают сигналы рассогласования и угловой скорости по крену, и суммируют усиленные сигналы рассогласования и угловой скорости по крену [1].

Известное устройство формирования сигнала управления боковым движением летательного аппарата, выбранное в качестве прототипа, содержит последовательно соединенные задатчик сигнала управления по курсу, элемент вычитания и суммирующий усилитель, последовательно соединенные элемент вычитания канала крена и суммирующий усилитель канала крена, датчики угла курса, угловой скорости по курсу, угла крена и угловой скорости по крену, выходы которых соединены соответственно со вторыми входами элемента вычитания и суммирующего усилителя канала курса и элемента вычитания и суммирующего усилителя канала крена [1].

Существенными признаками прототипа, совпадающими с существенными признаками предлагаемого технического решения - способа, являются следующие - в способе формирования сигнала управления боковым движением летательного аппарата задают сигнал управления по курсу, измеряют сигналы углового положения и угловой скорости по курсу летательного аппарата, формируют сигнал рассогласования по курсу, равный разности сигналов управления и углового положения по курсу, усиливают сигналы рассогласования и угловой скорости по курсу, суммируют усиленные сигналы рассогласования и угловой скорости по курсу, измеряют сигналы углового положения и угловой скорости по крену, формируют сигнал рассогласования по крену, равный разности сигналов управления и углового положения по крену, усиливают сигналы рассогласования и угловой скорости по крену, и суммируют усиленные сигналы рассогласования и угловой скорости по крену.

Существенными признаками прототипа, совпадающими с существенными признаками предлагаемого технического решения - устройства, являются следующие - устройство формирования сигнала управления боковым движением летательного аппарата содержит последовательно соединенные задатчик сигнала управления по курсу, первый элемент вычитания и первый суммирующий усилитель, последовательно соединенные второй элемент вычитания и второй суммирующий усилитель, датчики угла курса, угловой скорости по курсу, угла крена и угловой скорости по крену, выходы которых соединены соответственно со вторыми входами первого элемента вычитания, первого суммирующего усилителя, второго элемента вычитания и второго суммирующего усилителя.

Недостатком известных решений являются ограниченные функциональные возможности и невысокая точность управления, что приводит к снижению качества переходных процессов управления и может приводить к снижению точностных характеристик летательного аппарата.

Решаемой в предлагаемом изобретении технической задачей является расширение функциональных возможностей и повышение точности управления летательным аппаратом. В предложенных способе и устройстве достигается функциональная возможность изменения интенсивности управления в канале крена в условиях достаточно интенсивного управления в канале курса.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе формирования сигнала управления боковым движением летательного аппарата, заключающемся в том, что задают сигнал управления по курсу ψ_зад, измеряют сигналы углового положения ψ и угловой скорости по курсу летательного аппарата ω_y, формируют сигнал рассогласования по курсу Δ_ψ, равный разности сигналов управления и углового положения по курсу, усиливают сигналы рассогласования и угловой скорости по курсу, формируют суммарный сигнал по курсу , суммируя усиленные сигналы рассогласования и угловой скорости по курсу, измеряют сигналы углового положения γ и угловой скорости по крену ω_x и формируют сигнал рассогласования по крену Δ_γ, равный разности сигналов управления γ_у и углового положения по крену γ , усиливают сигналы рассогласования и угловой скорости по крену и формируют суммарный сигнал по крену , суммируя усиленные сигналы рассогласования и угловой скорости по крену, дополнительно формируют выходной сигнал управления по курсу σ_ψ посредством ограничения суммарного сигнала по курсу, формируют сигнал модульной функции как сумму релейной ψ_з1 и нелинейной ψ_з2 компонент сигнала управления по курсу ψ_зад, формируют базовый сигнал управления по крену γ_y0, равный сигналу управления по курсу при превышении сигналом модульной функции заданной величины зоны нечувствительности релейной и нелинейной компонентов и равный нулю в противном случае, фильтруют базовый сигнал управления по крену, инвертируют отфильтрованный сигнал , формируют сигнал управления по крену γ_у как усиленный инвертированный сигнал и формируют выходной сигнал управления по крену σ_γ посредством ограничения суммарного сигнала по крену .

Указанный технический результат достигается тем, что в известное устройство формирования сигнала управления боковым движением летательного аппарата, содержащее последовательно соединенные задатчик сигнала управления по курсу, первый элемент вычитания и первый суммирующий усилитель, последовательно соединенные второй элемент вычитания и второй суммирующий усилитель, датчики угла курса, угловой скорости по курсу, угла крена и угловой скорости по крену, выходы которых соединены соответственно со вторыми входами первого элемента вычитания, первого суммирующего усилителя, второго элемента вычитания и второго суммирующего усилителя, дополнительно введены первый и второй ограничители сигналов, входы которых подключены соответственно к выходам первого и второго суммирующих усилителей, а выходы являются первым и вторым выходами устройства соответственно, последовательно соединенные кусочно-линейный функциональный преобразователь информации, апериодический фильтр и инвертирующий усилитель, выход которого соединен с первым входом второго элемента вычитания, при этом выход задатчика сигнала управления по курсу соединен с входом кусочно-линейного функционального преобразователя информации.

Отличительными признаками предлагаемого технического решения - способа формирования сигнала управления боковым движением летательного аппарата являются следующие - формируют выходной сигнал управления по курсу посредством ограничения суммарного сигнала по курсу, формируют сигнал модульной функции как сумму релейного и нелинейного компонентов сигнала управления по курсу, формируют базовый сигнал управления по крену, равный сигналу управления по курсу при превышении сигналом модульной функции заданной величины зоны нечувствительности релейной и нелинейной компонентов и равный нулю в противном случае, фильтруют базовый сигнал управления по крену, инвертируют отфильтрованный сигнал, формируют сигнал управления по крену как усиленный инвертированный сигнал и формируют выходной сигнал управления по крену посредством ограничения суммарного сигнала по крену.

Отличительными признаками предлагаемого технического решения - устройства формирования сигнала управления боковым движением летательного аппарата являются следующие - оно содержит первый и второй ограничители сигналов, входы которых подключены соответственно к выходам первого и второго суммирующих усилителей, а выходы являются первым и вторым выходами устройства соответственно, последовательно соединенные кусочно-линейный функциональный преобразователь информации, апериодический фильтр и инвертирующий усилитель, выход которого соединен с первым входом второго элемента вычитания, при этом выход задатчика сигнала управления по курсу соединен с входом кусочно-линейного функционального преобразователя информации.

При этом, как показывают результаты математического моделирования, предложенные способ и устройство формирования сигнала управления боковым движением летательного аппарата позволяют расширить функциональные возможности и повысить точность управления в каналах курса и крена, что приводит к улучшению качества переходных процессов управления и повышению точностных характеристик летательного аппарата.

Предложенные способ и устройство управления наиболее эффективны при применении на летательных аппаратах, которые предназначены для выполнения маневров по курсу путем координированного разворота по крену (т.е. для летательных аппаратов плоской аэродинамической схемы), особенно при наличии требований к точности и быстродействию маневров.

На фиг.1 представлена структурная схема устройства, реализующего способ, на фиг.2 - структурная схема кусочно-линейного функционального преобразователя информации, на фиг.3 и 4 приведены соответственно характеристики релейного и нелинейного элементов с зоной нечувствительности кусочно-линейного функционального преобразователя информации.

Устройство формирования сигнала управления боковым движением летательного аппарата (фиг.1) содержит последовательно соединенные задатчик сигнала управления по курсу 1, первый элемент вычитания 2, первый суммирующий усилитель 3 и первый ограничитель сигнала 4, выход которого является первым выходом устройства, последовательно соединенные кусочно-линейный функциональный преобразователь информации 5, апериодический фильтр 6, инвертирующий усилитель 7, второй элемент вычитания 8, второй суммирующий усилитель 9 и второй ограничитель сигнала 10, выход которого является вторым выходом устройства, а также датчики угла курса 11, угловой скорости по курсу 12, угла крена 13 и угловой скорости по крену 14, выходы которых соединены соответственно со вторыми входами первого элемента вычитания 2, первого суммирующего усилителя 3, второго элемента вычитания 8 и второго суммирующего усилителя 9, при этом выход задатчика сигнала управления по курсу 1 соединен с входом кусочно-линейного функционального преобразователя информации 5. Кусочно-линейный функциональный преобразователь информации 5 (фиг.2) содержит последовательно соединенные релейный элемент с зоной нечувствительности 15 и сумматор 16, а также нелинейный элемент 17, вход которого соединен с входом преобразователя информации 5, а выход соединен со вторым входом сумматора 16.

Устройство формирования сигнала управления боковым движением летательного аппарата работает следующим образом.

Основные, базовые сигналы управления в каналах курса и крена формируются, соответственно, блоками 1, 2, 3, 11, 12 канала курса и 7, 8, 9, 13, 14 канала крена:

где К_1ψ, К_2ψ - передаточные коэффициенты первого суммирующего усилителя 3, определяющие усиление сигналов рассогласования и угловой скорости по курсу соответственно;

Δ_ψ - сигнал рассогласования по курсу на выходе первого элемента вычитания 2;

ψ - сигнал датчика угла курса 11;

ψ_зад - задающий сигнал по курсу на выходе задатчика сигнала управления по курсу 1;

ω_y - сигнал датчика угловой скорости по курсу 12;

К_1γ, К_2γ - передаточные коэффициенты второго суммирующего усилителя 9, определяющие усиление сигналов рассогласования и угловой скорости по крену соответственно;

Δγ - сигнал рассогласования по крену на выходе второго элемента вычитания 8;

γ - сигнал датчика угла крена 13;

γ_y - управляющий сигнал по крену на выходе инвертирующего усилителя 7;

ω_x - сигнал датчика угловой скорости по крену 14.

Сигналы управления по (1) и по (2) формируются суммирующими усилителями 3 и 9, а сигналы рассогласования Δψ по (3) и Δγ по (4) формируются первым 2 и вторым 8 элементами вычитания соответственно.

Сигналы по (1) и по (2) ограничиваются ограничителями сигналов 4 и 10 соответственно При этом выходные сигналы управления в каналах курса и крена формируются в виде:

и

где А_ψ и А_γ - уровни ограничений ограничителей 4 и 10 соответственно. Выбор параметров А_ψ и А_γ обеспечивает отклонение рулевых приводов летательного аппарата в каналах курса и крена, соответствующее оптимальному маневру летательного аппарата по курсу и крену.

Управляющий сигнал по крену γ_y формируется каналом координированного управления, содержащим последовательно соединенные кусочно-линейный функциональный преобразователь информации 5, апериодический фильтр 6 и инвертирующий усилитель 7. При этом выходной сигнал ψ_зад задатчика сигнала управления по курсу 1 подключен ко входу кусочно-линейного функционального преобразователя информации 5, а выходной сигнал инвертирующего усилителя 7 γ_у поступает на первый вход второго элемента вычитания 8.

Кусочно-линейный функциональный преобразователь информации 5 может быть выполнен известным образом - по [3], а также, в частности, на еще более простых нелинейных элементах (фиг.2). Он включает в себя релейный элемент 15 с зоной нечувствительности, нелинейный элемент 17 с зоной нечувствительности и линейной частью и сумматор 16.

Характеристики релейного элемента 15 и нелинейного элемента 17 приведены соответственно на фиг.3 и 4, на которых представлены зависимости их выходных сигналов и от величины задающего сигнала ψ_зад по курсу; на схемах обозначено: ρ - зона нечувствительности релейного элемента 15 и нелинейного элемента 17 и уровень сигнала на выходе релейного элемента. Выходной сигнал с сумматора 16 равен:

где и - выходные сигналы релейного 15 и нелинейного 17 элементов.

Наличие блока 5 - кусочно-линейного функционального преобразователя информации - позволяет реализовать избирательное подключение канала координированного управления. При сигналах |ψ_зад|<ρ канал координированного управления не подключается. Канал курса работает в режиме стабилизации небольших значений ψ_зад. Канал крена работает в режиме стабилизации нулевого значения угла крена γ, поскольку γ_у=0.

При отработке больших сигналов ψ_зад, обусловливающих в динамике |ψ_зад|≥ρ, канал курса работает в режиме управления по отработке ψ_зад, а канал крена - в режиме управления с отработкой сигнала γ_y≠0. При завершении переходного процесса канал курса переходит в режим стабилизации заданного значения ψ_зад, а для канала крена по достижении |ψ_зад|<ρ управляющий сигнал γ_у=0, т.е. ведется стабилизация нулевого значения угла крена.

Таким образом, в кусочно-линейном функциональном преобразователе информации 5 реализуется формирование базового сигнала управления по крену, равного заданному сигналу управления по курсу при превышении сигналом управления по курсу (по модулю) величины зоны нечувствительности.

Инвертирующий усилитель 7 устройства позволяет реализовать принцип координированного управления в согласовании с требуемым разворотом по курсу благодаря инвертированию входного сигнала и выбору оптимального значения коэффициента усиления этого блока. Апериодический фильтр 7 является фильтром низких частот и позволяет корректно, по динамике, сочетать сигналы управления по курсу и крену, а также обеспечить безударное подключение канала координации.

Ограничители сигнала 4 и 10 обеспечивают требуемое ограничение сигналов и для каналов курса и крена в соответствии с динамическими ограничениями по маневренности летательного аппарата и определяют корректное сочетание разворотов по курсу с учетом необходимости отработки угла крена.

Все блоки устройства управления являются стандартными и могут быть реализованы на элементах автоматики и вычислительной техники [2, 3].

Таким образом, предложенные способ и устройство формирования сигнала управления боковым движением летательного аппарата позволяют расширить функциональные возможности и повысить точность управления.

Источники информации

1. В.А.Боднер «Теория автоматического управления полетом». М.: Наука, 1964 г., с.100...110.

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

3. В.Б.Смолов «Функциональные преобразователи информации». Л.: Энергоиздат, Ленинградское отделение, 1981.