Результат интеллектуальной деятельности: АДАПТИВНОЕ ИНТЕГРАЛЬНОЕ УСТРОЙСТВО ДЛЯ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫМИ АППАРАТАМИ

Изобретение относится к приборостроительной промышленности и может быть использовано в астатических системах автоматического управления летательными аппаратами в условиях знакопеременных воздействий и широком диапазоне применения по скорости и высоте полета.

В качестве известных решений следует отметить распространенное применение непосредственно процесса интегрирования и интегрирующих звеньев для достижения астатизма в системах автоматического управления летательными аппаратами (САУ ЛА) [1]. Основу известного устройства составляет наличие интегрирующего звена. В замкнутом контуре регулирования обеспечивается при этом сведение к нулю сигнала на входе интегрирующего звена. Так, при регулировании с интегральным законом по рассогласованию достигается астатизм I-го порядка, установившееся значение регулируемой координаты равно задающему воздействию, рассогласование сводится к нулю.

Известные решения имеют существенный недостаток для систем автоматического регулирования с существенно переменными задающими воздействиями, состоящий в следующем. При изменении сигналов задающего воздействия на этапах перекладки по полярности или при периодических воздействиях на выходе интегрирующего звена и системы в целом создается затягивание процесса по астатическому регулированию измененного сигнала воздействия, что сужает положительные свойства астатического регулирования, ухудшая характеристики системы автоматического управления по точности и быстродействию.

Наиболее близким техническим решением является интегральное устройство, содержащее последовательно соединенные задатчик сигнала интегрирования, сумматор, интегрирующее звено, масштабный усилитель и ограничитель сигнала, выход которого является выходом устройства, последовательно соединенные инвертирующий усилитель, вход которого соединен с выходом масштабного усилителя, и первый управляемый ключ, первый блок умножения, первый вход которого соединен с выходом масштабного усилителя, а выход - со вторым входом первого управляемого ключа [2].

Известное устройство осуществляет процесс регулирования на основе раздельного интегрирования по сигналам положительной и отрицательной полярностей.

Недостатком известного решения является невысокая динамическая точность при отработке сигналов с изменяющейся полярностью.

Технической задачей, решаемой в предлагаемом изобретении, является повышение динамической точности при управлении нестационарным летательным аппаратом с отработкой знакопеременных входных воздействий.

Указанный технический результат достигается тем, что известное устройство интегрирования для астатических систем управления летательными аппаратами, содержащее последовательно соединенные задатчик сигнала интегрирования, сумматор, интегрирующее звено, масштабный усилитель и ограничитель сигнала, выход которого является выходом устройства, последовательно соединенные инвертирующий усилитель, вход которого соединен с выходом масштабного усилителя, и первый управляемый ключ, первый блок умножения, первый вход которого соединен с выходом масштабного усилителя, а выход - со вторым входом первого управляемого ключа, дополнительно содержит гистерезисный релейный элемент отрицательной полярности, вход которого соединен с выходом задатчика сигнала интегрирования, а выход - со вторым входом первого блока умножения, последовательно соединенные гистерезисный релейный элемент положительной полярности, вход которого соединен с выходом задатчика сигнала интегрирования, второй блок умножения, второй вход которого соединен с выходом масштабного усилителя, и второй управляемый ключ, второй вход которого соединен с выходом первого управляемого ключа, а выход - со вторым входом сумматора, и последовательно соединенные датчик скоростного напора, функциональный преобразователь, выход которого соединен со вторым входом гистерезисного релейного элемента положительной полярности, и инвертор, выход которого соединен со вторым входом гистерезисного релейного элемента отрицательной полярности, при этом величина сигнала зоны нечувствительности _ε, формируемая функциональным преобразователем, обратно пропорциональна сигналу скоростного напора q:

,

где К_ε - коэффициент пропорциональности.

На фиг.1 представлена блок-схема адаптивного интегрирующего устройства для систем управления летательными аппаратами, на фиг.2 и 3 представлены характеристики блоков 10 и 9 соответственно.

Адаптивное интегральное устройство для систем управления летательными аппаратами содержит последовательно соединенные задатчик сигнала интегрирования 1 (ЗСИ), сумматор 2 (С), интегрирующее звено 3 (ИЗ), масштабный усилитель 4 (МУ) и ограничитель сигнала 5 (ОС), выход которого является выходом устройства, последовательно соединенные инвертирующий усилитель 6 (ИУ), вход которого соединен с выходом масштабного усилителя 4, и первый управляемый ключ 7 (1УК), первый блок умножения 8 (1БУ), первый вход которого соединен с выходом масштабного усилителя 4, а выход - со вторым входом первого управляемого ключа 7, гистерезисный релейный элемент отрицательной полярности 9 (ГРЭОП), вход которого соединен с выходом задатчика сигнала интегрирования 1, а выход - со вторым входом первого блока умножения 8, последовательно соединенные гистерезисный релейный элемент положительной полярности 10 (ГРЭПП), вход которого соединен с выходом задатчика сигнала интегрирования 1, второй блок умножения 11 (2БУ), второй вход которого соединен с выходом масштабного усилителя 4, и второй управляемый ключ 12 (2УК), второй вход которого соединен с выходом первого управляемого ключа 7, а выход - со вторым входом сумматора 2, и последовательно соединенные датчик скоростного напора 13 (ДСН), функциональный преобразователь 14 (ФП), выход которого соединен со вторым входом гистерезисного релейного элемента положительной полярности 10, и инвертор 15 (И), выход которого соединен со вторым входом гистерезисного релейного элемента отрицательной полярности 9.

Адаптивное интегральное устройство для систем управления летательными аппаратами работает следующим образом.

В устройстве сформированы четыре канала:

- прямой, интегральный канал управления, включающий задатчик сигнала интегрирования 1, сумматор 2, интегрирующее звено 3, масштабный усилитель 4 и ограничитель сигнала 5;

- канал обратной связи, состоящий из инвертирующего усилителя 6 и управляемых ключей 7 и 12. Канал обеспечивает введение обратной связи к прямому каналу для списывания интегрированного сигнала при смене полярности входного сигнала;

- канал, управляющий работой устройства, включающий в себя два блока умножения 8 и 11, два гистерезисных релейных элемента 10 и 9 по положительной и отрицательной полярности соответственно. Канал управляет подключением-отключением канала обратной связи при смене полярности входного сигнала посредством нормально-замкнутых ключей 7 и 12;

- канал адаптации, состоящий из блоков 13, 14 и 15, осуществляющий адаптивную перестройку зоны нечувствительности ε релейных элементов 9 и 10 в функции скоростного напора q.

При включении устройства и нулевом сигнале х на выходе задатчика сигнала интегрирования 1 сигналы: y₁ - с выхода интегрирующего звена 3, y₂ - с выхода масштабного усилителя 4 и выходной сигнал устройства y_вых с выхода ограничителя сигнала 5 равны нулю. Пусть задается сигнал х блоком 1, х>0. Управляемые ключи 7 и 12 нормально-замкнуты. Гистерезисный релейный элемент положительной полярности 10 формирует сигнал B₁ в соответствии с фиг.2:

Блок умножения 11 формирует сигнал:

где y₂ - сигнал на выходе масштабного усилителя 4

где К_му - коэффициент масштабного усилителя 4, К_му>0;

y₁ - сигнал на выходе интегрирующего звена 3:

Т.е. при х>0 имеем y₁>0 и y₂>0.

В уравнении (4) Δх - сигнал на выходе сумматора 2:

Сигнал х_ос формируется каналом обратной связи по сигналу y₂ при замкнутых ключах 7 и 12:

где К_иу - коэффициент инвертирующего усилителя 6, К_иу<0.

При размыкании одного из ключей 7, 12 x_oc=0.

В рассматриваемом случае (х>0) A₁=0, разомкнут ключ 12.

Таким образом, обеспечивается работа устройства по прямому интегральному каналу при х>0 и y₂>0.

Аналогично и при начальном движении от 0 при х<0, определяющем и y₂<0.

Действительно, в этом случае разомкнут ключ 7 по сигналу А₂>0 от блока 8:

где В₂ - сигнал с выхода гистерезисного элемента отрицательной полярности 9, формируемый в соответствии с фиг.3:

При смене полярности сигнала х с положительного на отрицательный - сигнал B₁ на выходе блока 10 определяется равным 0 при х<-ε, где ε - зона нечувствительности, ε>0, управляемый ключ 12 замыкает цепь обратной связи, подключая ее к интегральному каналу.

Величина К_иу инвертирующего усилителя 6 принимается достаточно большой, чтобы постоянная времени замкнутого контура прямого канала и обратной связи была малой с целью быстрого списывания наинтегрированного значения сигнала y₁ и, соответственно, y₂ предыдущего режима при x>0.

Далее сигналы y₁ и y₂ в функции сигнала X отрицательной полярности также принимают отрицательные значения.

Соответственно произведение В₂·y₂ и сигнал А₂ на выходе блока 8 становится больше нуля. Управляемый ключ 7 размыкает цепь обратной связи. Идет процесс чистого интегрирования по отрицательному сигналу х.

При изменении в дальнейшем полярности входного сигнала x с отрицательной на положительную процесс повторяется с учетом положительной зоны нечувствительности ε в блоке 9, т.е. быстро списывается наинтегрированный сигнал предыдущей полярности с переходом на интегрирование сигнала новой полярности.

Уровень зоны нечувствительности ε выбирается из условия отсутствия колебательности при смене полярности интегрируемого входного сигнала.

Ограничитель сигнала 5 на выходе устройства обеспечивает требуемое ограничение наинтегрированного сигнала с учетом его масштабирования (y₂) с целью обеспечения требуемого уровня выходного сигнала y_вых.

В реальных условиях полета летательного аппарата изменяются его динамические характеристики и свойства, так как изменяются высота и скорость полета, т.е. параметры летательного аппарата являются существенно нестационарными. При этом требования к качеству работы устройства должны быть инвариантными к этим условиям. Важным параметром предложенного устройства является величина зоны нечувствительности ε релейных элементов 9 и 10 (корректный выбор которой обеспечивает качество интегрирования). Обобщенным фактором изменения условий полета может служить скоростной напор q. Их взаимосвязь соответствует соотношению ε·q=const=К_ε. Таким образом определяется функциональная зависимость ε от q. В рассматриваемом устройстве эта зависимость определена в функциональном преобразователе 14, как обратно пропорциональная:

где К_ε - коэффициент пропорциональности.

Достижение положительного результата подтверждено результатами математического моделирования.

Составные звенья устройства могут быть реализованы на современных элементах автоматики и вычислительной техники, например, по [3], а также программно-алгоритмически.

Источники информации

1. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов./Под ред. Г.С.Бюшгенса. М.: Наука, Физматлит, 1998, с.555.

2. Патент РФ № 2275675, G06F 7/38, 2004.

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