×
27.06.2016
216.015.4a6b

СПОСОБ СТАБИЛИЗАЦИИ ЗАДАННОЙ ВЫСОТЫ ПОЛЕТА

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
№ охранного документа
0002588174
Дата охранного документа
27.06.2016
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к способу стабилизации заданной высоты полета. Для стабилизации заданной высоты полета используют сигналы с пульта управления САУ заданной высоты полета и заданного расстояния до программно имитируемой цели, сигналы из системы измерения параметров полета, формируют управляющий сигнал на привод руля высоты определенным образом, используют последовательные шаги управляющих воздействий, запоминая сигнал предыдущего шага для его переопределения, изменяют с пульта управления САУ сигнал расстояния до программно имитируемой цели при необходимости дополнительной адаптации закона управления. Обеспечивается реализация адаптивного, дискретно-непрерывного, форсированного управления рулем высоты для стабилизации высоты полета. 4 ил.
Основные результаты: Способ стабилизации заданной высоты полета, основанный на использовании сигналов с пульта управления САУ в виде сигналов заданной высоты полета и заданного расстояния до программно имитируемой «цели», а также сигналов из системы измерения параметров полета, прием и обработка которых осуществляется в вычислительной системе автоматического управления полетом, с последующим формированием управляющего сигнала на привод руля высоты, скорректированного суммарной реакцией на угол между вектором траекторной скорости самолета и заданным кратчайшим расстоянием до программно имитируемой «цели», а также на скорость изменения этого угла, на демпфирующие составляющие в виде угловой скорости вращения самолета и скорости ее изменения, отличающийся тем, что при формировании управляющего сигнала на привод руля высоты в суммарную реакцию на наблюдаемые параметры движения добавляется компенсация влияния угла крена на точность стабилизации заданной высоты полета, при этом управляющий сигнал на привод руля высоты каждого последующего шага управляющего воздействия формируется посредством циклического переопределения предварительно запомненного управляющего сигнала предыдущего шага управляющего воздействия, а возможность дополнительной адаптации закона управления под изменяющиеся условия полета реализуется изменением с пульта управления САУ расстояния до программно имитируемой «цели» в пределах установленных ограничений.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому способу является известный способ стабилизации заданной высоты полета, основанный на использовании сигналов с пульта управления САУ в виде сигналов заданной высоты полета и заданного расстояния до программно имитируемой «цели», а также сигналов из системы измерения параметров полета, прием и обработка которых осуществляется в вычислительной системе автоматического управления полетом, с последующим формированием управляющего сигнала на привод руля высоты, скорректированного суммарной реакцией на угол между вектором траекторной скорости самолета и заданным кратчайшим расстоянием до программно имитируемой «цели», а также на скорость изменения этого угла, на демпфирующие составляющие в виде угловой скорости вращения самолета и скорости ее изменения [Навигация и управление летательными аппаратами. / Под общей редакцией А.Г. Кузнецова / Труды МИЭА. Выпуск 4. Москва, 2011, с. 12-20].

Недостатком известного способа является необходимость предварительного расчета опорной траектории с последующим ее выдерживанием в ходе решения терминальной задачи управления без возможности дополнительной адаптации закона управления под изменяющиеся условия полета.

Задачей изобретения является устранение недостатков прототипа.

Техническим результатом является возможность реализации адаптивного, дискретно-непрерывного, форсированного управления рулем высоты, направленного на минимизацию разницы между текущей и заданной высотой полета, а также повышение точности стабилизации заданной высоты полета.

Заявленный технический результат в предлагаемом способе достигается тем, что способ стабилизации заданной высоты полета основан на использовании сигналов с пульта управления САУ в виде сигналов заданной высоты полета и заданного расстояния до программно имитируемой «цели», а также сигналов из системы измерения параметров полета, прием и обработка которых осуществляется в вычислительной системе автоматического управления полетом, с последующим формированием управляющего сигнала на привод руля высоты, скорректированного суммарной реакцией на угол между вектором траекторной скорости самолета и заданным кратчайшим расстоянием до программно имитируемой «цели», а также на скорость изменения этого угла, на демпфирующие составляющие в виде угловой скорости вращения самолета и скорости ее изменения, при этом согласно предлагаемому способу при формировании управляющего сигнала на привод руля высоты в суммарную реакцию на наблюдаемые параметры движения добавляется компенсация влияния угла крена на точность стабилизации заданной высоты полета, при этом управляющий сигнал на привод руля высоты каждого последующего шага управляющего воздействия формируется посредством циклического переопределения предварительно запомненного управляющего сигнала предыдущего шага управляющего воздействия, а возможность дополнительной адаптации закона управления под изменяющиеся условия полета реализуется изменением с пульта управления САУ расстояния до программно имитируемой «цели» в пределах установленных ограничений.

Предлагаемый способ стабилизации заданной высоты полета основан на наведении вектора траекторной скорости на воображаемую точку («цель»), которая движется на постоянном (заданном) удалении от центра масс самолета (Lц) на заданной высоте (Нц). Наведение на «цель» обеспечивается минимизацией угла (εц) между вектором траекторной скорости и направлением на «цель» (см. фиг. 1). По отношению к вектору траекторной скорости величина εц определяется заданным расстоянием до «цели» (Lц):

- с увеличением расстояния до «цели» εц уменьшается,

- с уменьшением расстояния до «цели» εц увеличивается.

Очевидно, что используя в законе управления рулем высоты реакцию на εц, можно изменять строгость управления:

- с увеличением расстояния до «цели» управление становится менее строгое (уменьшается весовой вклад реакции на εц в законе управления рулем высоты),

- с уменьшением расстояния до «цели» управление становится более строгое (увеличивается весовой вклад реакции на εц в законе управления рулем высоты).

Изменение расстояния до «цели» позволяет адаптироваться к условиям полета: в спокойной атмосфере расстояние до «цели» увеличивается, а в условиях атмосферных возмущений - Lц уменьшается. В законе управления рулем высоты кроме реакции на εц учитывается демпфирование (реакция на угловую скорость тангажа ωz, скорость ее изменения с заданными коэффициентами усиления) и компенсация влияния угла крена

где σBi - управляющий сигнал на привод руля высоты, сформированный на i-ом шаге управляющего воздействия;

σBi-1 - начальное значение управляющего сигнала на привод руля высоты;

- коэффициент усиления сигнала εц;

- коэффициент усиления сигнала ;

- коэффициент усиления сигнала ;

- коэффициент усиления сигнала ;

Кγ - коэффициент усиления сигнала

Возможность реализации предложенного способа стабилизации заданной высоты полета может быть обеспечена посредством системы автоматического управления самолетом, сущность которой представлена на фиг. 2.

Система автоматического управления состоит из следующих функциональных элементов:

- система измерения параметров полета 1

- вычислительная система, представляющая собой блок формирования управляющего сигнала на привод руля высоты 2;

- датчик измерения угловой скорости тангажа (ωz) 3;

- датчик измерения угла крена (γ) 4;

- датчик измерения высоты полета (Н) (барометрический и/или радиовысоты) 5;

- датчик измерения угла наклона траектории (Θ) 6;

- аналоговый фильтр 7;

- усилитель 8;

- изодромное звено 9;

- усилитель 10;

- блок компенсации 11;

- усилитель 12;

- вычислитель 13;

- изодромное звено 14;

- изодромное звено 15;

- усилитель 16;

- усилитель 17;

- сумматор 18;

- запоминающее устройство 19.

Система автоматического управления, реализующая заявленный способ, работает следующим образом.

Система измерения параметров полета 1 принимает сигналы от датчиков 3, 4, 5, 6. Сигнал с датчика измерения угловой скорости тангажа 3 предварительно фильтруется аналоговым фильтром 7. Аналоговая фильтрация позволяет избежать «сдвига» частот: преобразования высокочастотных входных колебаний с частотами, превосходящими частоту работы вычислителя, в низкочастотные выходные колебания. Величина постоянной времени фильтра 7 выбирается исходя из условий обеспечения заданных характеристик устойчивости.

Фильтрованный сигнал с датчика измерения угловой скорости тангажа 3 с одной стороны усиливается в усилителе 8 коэффициентом усиления и подается на сумматор 18, с другой стороны пропускается через изодромное звено 9 для получения производной которая после усиления коэффициентом в усилителе 10 также подается на сумматор 18.

Сигнал с датчика измерения угла крена 4 формирует в блоке компенсации 11 сигнал компенсации влияния угла крена на точность стабилизации заданной высоты полета который после усиления коэффициентом - Kγ в усилителе 12 подается на сумматор 18.

Для формирования сигналов и используются сигналы с датчиков 3 (Н), 4 (Θ) и заданные с пульта управления САУ (на фиг. 2 не обозначен) сигналы заданной высоты полета (Нзад) и заданного расстояния до программно имитируемой «цели» (Lц). На величину заданной Lц посредством вычислителя 13 устанавливается пультовое ограничение по результатам запаса устойчивости формируемого закона управления и условия где ΔН=Н-Нзад. Для получения производных и сигналы с датчиков 5 и 6 пропускаются через соответствующие изодромные звенья 14, 15.

Сформированные сигналы εц и после усиления соответствующими коэффициентами усиления и в усилителях 16 и 17 подаются на сумматор 18.

Для реализации форсированного дискретно-непрерывного управления на шаге дискретности вычислителя ΔT формируется циклическое переопределение сформированного на сумматоре 8 управляющего сигнала 7 (σBi с запоминанием управляющего сигнала предыдущего шага (σBi-1) в запоминающем устройстве 19. При первом подключении режима σBi-1=0.

На фиг. 3 приведены некоторые результаты математического моделирования стабилизации заданной высоты полета Нзад=400 м в условиях сильного вертикального сдвига ветра (вертикальная составляющая скорости ветра меняется от +15 м/с до -15 м/с) для самолета Ту-204СМ. Максимальное отклонение от заданной высоты полета не превышает 10 м, а максимальное изменение нормальной перегрузки не превышает величины 0,076. Перемещение стабилизатора определяется режимом автобалансировки.

На фиг. 4 приведены результаты математического моделирования режима стабилизации заданной высоты полета в условиях торможения и разгона по скорости применительно к самолету Ан-70.

Способ стабилизации заданной высоты полета, основанный на использовании сигналов с пульта управления САУ в виде сигналов заданной высоты полета и заданного расстояния до программно имитируемой «цели», а также сигналов из системы измерения параметров полета, прием и обработка которых осуществляется в вычислительной системе автоматического управления полетом, с последующим формированием управляющего сигнала на привод руля высоты, скорректированного суммарной реакцией на угол между вектором траекторной скорости самолета и заданным кратчайшим расстоянием до программно имитируемой «цели», а также на скорость изменения этого угла, на демпфирующие составляющие в виде угловой скорости вращения самолета и скорости ее изменения, отличающийся тем, что при формировании управляющего сигнала на привод руля высоты в суммарную реакцию на наблюдаемые параметры движения добавляется компенсация влияния угла крена на точность стабилизации заданной высоты полета, при этом управляющий сигнал на привод руля высоты каждого последующего шага управляющего воздействия формируется посредством циклического переопределения предварительно запомненного управляющего сигнала предыдущего шага управляющего воздействия, а возможность дополнительной адаптации закона управления под изменяющиеся условия полета реализуется изменением с пульта управления САУ расстояния до программно имитируемой «цели» в пределах установленных ограничений.
СПОСОБ СТАБИЛИЗАЦИИ ЗАДАННОЙ ВЫСОТЫ ПОЛЕТА
СПОСОБ СТАБИЛИЗАЦИИ ЗАДАННОЙ ВЫСОТЫ ПОЛЕТА
СПОСОБ СТАБИЛИЗАЦИИ ЗАДАННОЙ ВЫСОТЫ ПОЛЕТА
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 12.
20.12.2015
№216.013.9b84

Способ прецизионной обработки сигналов лазерного гироскопа

Изобретение относится к лазерной технике, в частности к гироскопии, и может быть использовано для прецизионного измерения угловых перемещений лазерного гироскопа. Способ прецизионной обработки сигналов лазерного гироскопа со знакопеременной частотной подставкой, при котором оцифровывают...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002571437
Дата охранного документа: 20.12.2015
10.02.2016
№216.014.c21a

Способ управления бесплатформенной гировертикалью и устройство для его реализации

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано в бесплатформенных инерциальных системах, в частности в гировертикалях, курсовертикалях и навигационных системах при измерении углов крена и тангажа подвижного объекта. Технический результат - повышение...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002574379
Дата охранного документа: 10.02.2016
20.04.2016
№216.015.32f9

Система астровизирования

Изобретение относится к астроинерциальным навигационным системам. Отличительной особенностью заявленной системы астровизирования является то, что в блок обработки выходного сигнала телеблока дополнительно введены второй коммутатор, первым входом соединенный со вторым выходом циклического...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002582309
Дата охранного документа: 20.04.2016
20.04.2016
№216.015.3458

Способ автоматического управления самолетом на посадке и система для его реализации

Группа изобретений относится к способу и системе автоматического управления самолетом. Для автоматического управления самолетом при посадке используют сигналы радиовысоты, вертикальной скорости, формируют управляющий сигнал на руль высоты и на привод регулятора тяги двигателей, добавляют...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002581215
Дата охранного документа: 20.04.2016
20.04.2016
№216.015.349f

Способ повышения точности полезного сигнала кольцевого лазера

Изобретение относится к гироскопам. Способ повышения точности полезного сигнала кольцевого лазера заключается в том, что обеспечивают вращательные колебания корпуса планарного оптического резонатора относительно корпуса гироскопа с помощью вибрационной частотной подставки, работающей на...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002581396
Дата охранного документа: 20.04.2016
20.04.2016
№216.015.36a5

Способ управления самолетом при посадке

Заявленное изобретение относится к способу управления самолетом в продольном канале при посадке. Для посадки самолету сообщают целевую воздушную скорость и поворачивают руль высоты на целевой угол поворота, осуществляют сброс тяги двигателей при снижении вертикальной скорости самолета до...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002581211
Дата охранного документа: 20.04.2016
10.06.2016
№216.015.46ca

Способ астровизирования

Изобретение относится к астроинерциальным навигационным системам, в которых основная навигационная информация корректируется по сигналам, поступающим с выхода астровизирующего устройства. Характеризуется тем, что для обнаружения визируемой звезды при наличии фоновой помехи высокого уровня...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002586443
Дата охранного документа: 10.06.2016
27.06.2016
№216.015.4a68

Способ автоматического управления продольным движением самолета на посадке

Изобретение относится к способу управления продольным движением самолета на посадке. Для управления продольным движением самолета на посадке формируют основной управляющий сигнал на привод руля высоты, формируют и адаптивно отслеживают заданную высоту полета путем определения и минимизации...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002588173
Дата охранного документа: 27.06.2016
10.08.2016
№216.015.55dc

Способ повышения точности бесплатформенной инерциальной навигационной системы

Изобретение относится к области инерциальной навигации и может быть использовано в авиационных бесплатформенных инерциальных навигационных системах (БИНС). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого работоспособность БИНС обеспечивается при отсутствии данных от...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002593432
Дата охранного документа: 10.08.2016
13.01.2017
№217.015.68c0

Способ повышения точности начальной выставки бесплатформенной инерциальной системы

Изобретение, характеризуемое как способ повышения точности начальной выставки бесплатформенной инерциальной системы (БИНС) во время нахождения летательного аппарата (ЛА) на аэродроме, после начальной выставки и перехода БИНС в режим навигации, за все время нахождения ЛА на аэродроме,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002591738
Дата охранного документа: 20.07.2016
Показаны записи 1-10 из 13.
20.12.2015
№216.013.9b84

Способ прецизионной обработки сигналов лазерного гироскопа

Изобретение относится к лазерной технике, в частности к гироскопии, и может быть использовано для прецизионного измерения угловых перемещений лазерного гироскопа. Способ прецизионной обработки сигналов лазерного гироскопа со знакопеременной частотной подставкой, при котором оцифровывают...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002571437
Дата охранного документа: 20.12.2015
10.02.2016
№216.014.c21a

Способ управления бесплатформенной гировертикалью и устройство для его реализации

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано в бесплатформенных инерциальных системах, в частности в гировертикалях, курсовертикалях и навигационных системах при измерении углов крена и тангажа подвижного объекта. Технический результат - повышение...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002574379
Дата охранного документа: 10.02.2016
20.04.2016
№216.015.32f9

Система астровизирования

Изобретение относится к астроинерциальным навигационным системам. Отличительной особенностью заявленной системы астровизирования является то, что в блок обработки выходного сигнала телеблока дополнительно введены второй коммутатор, первым входом соединенный со вторым выходом циклического...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002582309
Дата охранного документа: 20.04.2016
20.04.2016
№216.015.3458

Способ автоматического управления самолетом на посадке и система для его реализации

Группа изобретений относится к способу и системе автоматического управления самолетом. Для автоматического управления самолетом при посадке используют сигналы радиовысоты, вертикальной скорости, формируют управляющий сигнал на руль высоты и на привод регулятора тяги двигателей, добавляют...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002581215
Дата охранного документа: 20.04.2016
20.04.2016
№216.015.349f

Способ повышения точности полезного сигнала кольцевого лазера

Изобретение относится к гироскопам. Способ повышения точности полезного сигнала кольцевого лазера заключается в том, что обеспечивают вращательные колебания корпуса планарного оптического резонатора относительно корпуса гироскопа с помощью вибрационной частотной подставки, работающей на...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002581396
Дата охранного документа: 20.04.2016
20.04.2016
№216.015.36a5

Способ управления самолетом при посадке

Заявленное изобретение относится к способу управления самолетом в продольном канале при посадке. Для посадки самолету сообщают целевую воздушную скорость и поворачивают руль высоты на целевой угол поворота, осуществляют сброс тяги двигателей при снижении вертикальной скорости самолета до...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002581211
Дата охранного документа: 20.04.2016
10.06.2016
№216.015.46ca

Способ астровизирования

Изобретение относится к астроинерциальным навигационным системам, в которых основная навигационная информация корректируется по сигналам, поступающим с выхода астровизирующего устройства. Характеризуется тем, что для обнаружения визируемой звезды при наличии фоновой помехи высокого уровня...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002586443
Дата охранного документа: 10.06.2016
27.06.2016
№216.015.4a68

Способ автоматического управления продольным движением самолета на посадке

Изобретение относится к способу управления продольным движением самолета на посадке. Для управления продольным движением самолета на посадке формируют основной управляющий сигнал на привод руля высоты, формируют и адаптивно отслеживают заданную высоту полета путем определения и минимизации...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002588173
Дата охранного документа: 27.06.2016
10.08.2016
№216.015.55dc

Способ повышения точности бесплатформенной инерциальной навигационной системы

Изобретение относится к области инерциальной навигации и может быть использовано в авиационных бесплатформенных инерциальных навигационных системах (БИНС). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого работоспособность БИНС обеспечивается при отсутствии данных от...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002593432
Дата охранного документа: 10.08.2016
13.01.2017
№217.015.68c0

Способ повышения точности начальной выставки бесплатформенной инерциальной системы

Изобретение, характеризуемое как способ повышения точности начальной выставки бесплатформенной инерциальной системы (БИНС) во время нахождения летательного аппарата (ЛА) на аэродроме, после начальной выставки и перехода БИНС в режим навигации, за все время нахождения ЛА на аэродроме,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002591738
Дата охранного документа: 20.07.2016
+ добавить свой РИД