CC BY
234
2008
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность, поддержание летной годности ВС
№ 130
УДК 629.7.05
МОДЕЛЬ АДАПТИВНОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ БЕСПИЛОТНЫМ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ ПО КРЕНУ И ТАНГАЖУ
А.В. ПОЛТАВСКИЙ
Статья представлена доктором технических наук, профессором Шапкиным В.С.
В статье рассматривается модель адаптивной системы управления беспилотным летательным аппаратом, позволяющая реализовать программный полет в самонаведениях на псевдоцель с минимальными динамическими ошибками в отклонении от заданной траектории наведения.
Разработка относится к бортовым системам автоматического управления летательными аппаратами самолетной схемы с реализацией возможности режимов с разворотами в продольном канале с большими углами тангажа, координированных разворотов в боковом канале с большими углами крена. Кроме того, для этих систем автоматического управления предусматривается адаптация за счет перебора (замены) исходных данных.
Известная система управления беспилотным летательным аппаратом по крену и тангажу содержит задатчик угла тангажа, первый и второй блоки сравнения, первый и второй суммирующие усилители, задатчик угла крена, первое и второе исполнительные устройства, объект управления, датчик угловой скорости по тангажу, датчик угла тангажа, датчик угла крена, первый и второй суммирующие усилители (патент РФ № 1751716, кл. 005Б 13/02, 30.07.92 г.). Недостатком этой системы являются ограниченные функциональные возможности и невысокая точность управления.
Наиболее близким аналогом (прототипом) является система управления беспилотным летательным аппаратом по крену и тангажу, содержащая первый и второй задатчики опорного сигнала, задатчик угла тангажа, задатчик угла крена, первый и второй блоки выделения модуля, первый и второй блоки выделения сигнала положительной полярности, первый и второй блоки сравнения, первый и второй релейные элементы с зоной нечувствительности, элемент И, первый и второй суммирующие усилители, управляемый переключатель, датчик угла тангажа, датчик угловой скорости по тангажу, с первого по четвертый ограничители, датчик угла крена, датчик угловой скорости по крену, первый и второй сумматоры, первое и второе исполнительные устройства, объект управления (патент РФ №2251136, кл. 005Б 1/08, 27.04.05 г.). Недостатком этой системы управления является низкая точность управления по причине невозможности реализации адаптивности процесса наведения беспилотного летательного аппарата (БЛА).
Техническим результатом (решением) заявленной разработки является повышение точности управления за счет реализации адаптивности процесса наведения БЛА, т.е. замены одного значения исходных данных на несколько программных значений [1]. Это можно осуществить путем использования программных углов управления вектора дальности по тангажу £1 ( 1=1,...,ш ) и программных углов управления вектора дальности V; ( 1=1,...,ш ), (т - число моментов контроля наведения).
Для первого момента (1=1) используются значения е1 и п1. В дальнейшем осуществляется проверка неравенства
^ц - И <А, 1 = 1,...,ш, (1)
где
ипц
модуль координаты положения 1-й псевдоцели;
|Я; | - модуль координаты положения БЛА в стартовой (земной) системе координат;
А - допустимая погрешность наведения БЛА.
Если неравенство (1) соблюдается, то осуществляется переход, т.е. ввод следующих значений для программных углов управления вектора дальности по тангажу е2 и по крену п2. В случае невыполнения неравенства (1) работа устройства прекращается и осуществляет ввод новых исходных данных.
Технический результат достигается тем, что адаптивная система управления беспилотным летательным аппаратом по крену и тангажу, содержащая первый и второй задатчики опорного сигнала, первый и второй блоки выделения сигнала положительной полярности, первый и второй блоки выделения модуля, первый и второй блоки сравнения, первый и второй релейные элементы с зоной нечувствительности, элемент И, первый и второй суммирующие усилители, управляемый переключатель, датчик угла тангажа, датчик угловой скорости по тангажу, датчик угла крена, датчик угловой скорости по крену, с первого по четвертый ограничители, первый и второй сумматоры, первое и второе исполнительные устройства и объект управления, первый, второй, третий и четвертый выходы которого соединены соответственно через датчик угловой скорости по тангажу, датчик угла тангажа, датчик угловой скорости по крену, датчик угла крена с первыми входами соответственно первого суммирующего усилителя, первого блока сравнения, второго суммирующего усилителя и второго блока сравнения, а первый и второй входы объекта управления подключены соответственно через первое и второе исполнительные устройства к выходам первого и второго сумматоров, первые входы которых соединены соответственно через первый и второй ограничители с первым и вторым выходами управляемого переключателя, а вторые входы первого и второго сумматоров подключены соответственно через третий и четвертый ограничители к третьему и четвертому выходам управляемого переключателя, первый и второй входы которого соединены с выходами соответственно первого и второго суммирующих усилителей, вторые входы которых подключены к выходам соответственно первого и второго блоков сравнения, выходы первого и второго задатчиков опорного сигнала соединены с первыми входами соответственно первого и второго блоков выделения сигнала положительной полярности, вторые входы которых подключены к выходам соответственно первого и второго блоков выделения модуля, а выходы соответственно через первый и второй релейные элементы с зоной нечувствительности - к первому и второму входам элемента И, выход которого соединен с третьим входом управляемого переключателя, дополнительно содержит группу задатчиков программного угла управления вектора дальности по тангажу, состоящую из ш элементов, группу задатчиков программного угла управления вектора дальности по крену, состоящую из ш элементов, первый и второй элементы ИЛИ, первый и второй коммутаторы, управляющие входы которых соединены с пунктом управления, информационные входы этих коммутаторов подключены к выходам соответственно первого и второго элементов ИЛИ, выход первого коммутатора соединен с входом первого блока выделения модуля и со вторым входом первого блока сравнения, а выход второго коммутатора подключен к входу второго блока выделения модуля и ко второму входу второго блока сравнения, выходы каждого из ш элементов группы задатчиков программного угла управления вектора дальности по тангажу соединены соответственно с первым по ш-й входами первого элемента ИЛИ, а выходы каждого из ш элементов группы задатчиков программного угла управления вектора дальности по крену подключены соответственно к первому по ш-й входам второго элемента ИЛИ.
На рис. 1 представлена блок-схема системы управления беспилотным летательным аппаратом по крену и тангажу нормальной аэродинамической схемы.
Описание структуры адаптивной системы управления БЛА
Система управления беспилотным летательным аппаратом по крену и тангажу (рис. 1) содержит группу 1 задатчиков программного угла управления вектора дальности по тангажу, группу 2 задатчиков программного угла управления вектора дальности по крену, первый 3 и второй 4 элементы ИЛИ, первый 5 и второй 6 задатчики опорного сигнала, первый 7 и второй 8 коммутаторы, управляющие входы которых соединены с пунктом управления (ПУ) (на блок-схеме не показан), первый 9 и второй 10 блоки выделения модуля, первый 11 и второй 12 релейные элементы с зоной нечувствительности, первый 13 и второй 14 блоки выделения сигнала положительной полярности, первый 15 и второй 16 блоки сравнения, первый 17 и второй 18 суммирующие усилители, датчик 19 угла тангажа, датчик 20 угла крена, элемент И 21, управляемый переключатель 22, который может быть выполнен в виде реле, включающее в себя обмотку и контактные группы (его структурная схема приведена в описании прототипа), датчик 23 угловой скорости по тангажу, датчик 24 угловой скорости по крену, первый 25, второй 26, третий 27 и четвертый 28 ограничители, первый 29 и второй 30 сумматоры, первый 31 и второй
32 исполнительные устройства и объект 33 управления.
Функционирование адаптивной системы управления БЛА
Система управления беспилотным летательным аппаратом по крену и тангажу работает следующим образом. С выходов первых блоков группы 1 задатчиков программного угла управления вектора дальности по тангажу и группы 2 задатчиков программного угла управления вектора дальности по крену значения е1 и у1 подаются соответственно через первый 3 и второй 4 элементы ИЛИ на информационные входы соответственно первого 7 и второго 8 коммутаторов. В данной ситуации на управляющие входы этих коммутаторов с ПУ будут направлены сигналы, следовательно, величина е1 с выхода первого коммутатора 7 будет засылаться на вход первого блока 9 выделения модуля и на второй вход первого блока 15 сравнения. Значение 'У1 с выхода
второго коммутатора 8 будет подаваться на вход второго блока 10 выделения модуля и на вто-
рой вход второго блока 16 сравнения.
Основные сигналы управления в каналах тангажа и крена о0В и о0Э формируются соответственно блоками 7, 15, 17, 19, 23 канала тангажа и 8, 16, 18, 20, 24 канала крена:
°0а _ Ё$Д$+ Ё2йюгЭ, (2)
°0У = Ё1уДУ + Ё2ГЮ6Э ; (3)
Д$=$-$ (4)
ДГ=Гэ-ГФ; (5)
где К$, К 2$ - передаточные коэффициенты первого суммирующего усилителя 17;
Д$ - сигнал рассогласования по тангажу на выходе первого блока 15 сравнения;
4УП ПУ
Рис. 1. Схема адаптивной системы управления БЛА по крену и тангажу
$
э - сигнал датчика 19 угла тангажа;
$зад - задающий сигнал по тангажу на выходе первого коммутатора 7;
ю2э - сигнал датчика 23 угловой скорости по тангажу;
К1у, К 2у - передаточные коэффициенты второго суммирующего усилителя 18;
Ду - сигнал рассогласования по крену на выходе второго блока 16 сравнения;
Уэ - сигнал датчика 20 угла крена;
юхэ - сигнал датчика 24 угловой скорости по крену.
Сигналы $э, Югэ, Уэ, Фхэ выдаются соответствующими датчиками состояния 19, 23, 20, 24, установленными на объекте 33 управления.
В канале тангажа блоком 13 выделяется сигнал положительной полярности $1-$оп, где сигнал $1 формируется блоком 9, $1= | $зад |, а сигнал $оп задается блоком 5.
Соответственно в канале крена блоком 14 выделяется сигнал положительной полярности уоп - у1, где сигнал У1 формируется блоком 10, у1 = |узад|, а сигнал уоп задается блоком 6.
На основе полученных в блоках 13 и 14 сигналов релейными элементами 11 и 12 формируются, соответственно, сигналы:
на выходе релейного элемента 11:
(0 при $1 - $ < 0,
А1 = \ 1 оп ( 6 )
[1 при $1 -$0п > 0;
на выходе релейного элемента 12:
А 2 = {0приу°п-у1< 00, ( 7 )
I1 при Уоп -У1 > °.
Сигнал Аз на выходе блока 21 равен
(0 при А1 а А2 = 0,
А3 = < ( 8 )
[1 при А1 а А2 = 1.
Управляемый переключатель 22 осуществляет переключение цепей управления а0В с а0В (на первом выходе) на а 0В (на третьем выходе) в канале тангажа и а0Э с а 0Э (на втором выходе) на а 0Э (на четвертом выходе) в канале крена. А именно:
1) А3=0. Замкнута цепь управляемого переключателя 22 по ограничителю 25 в канале тангажа и ограничителю 26 в канале крена. Режим соответствует состоянию, при котором требуемое значение тангажа невелико, т.е. $1 < $оп для любых значений узад: управление осуществляется с координацией и стабилизацией по крену и со стабилизацией по тангажу. Для этого режима уровень насыщения ограничителя 25 минимален, а уровень насыщения ограничителя 26 максимален;
2) А3=1. Замкнута цепь управляемого переключателя 22 по ограничителю 27 в канале тангажа и ограничителю 28 в канале крена. Режим соответствует возможности глубоких разворотов по тангажу, т. е. в канале тангажа осуществляется управление, а в канале крена - стабилизация. Уровень насыщения ограничителя 27 максимален, а ограничителя 28 минимален.
Таким образом, в канале тангажа формируются сигналы управления: а 0В, а 0В - на первом и третьем выходах управляемого переключателя 22; а1В - на выходе первого ограничителя 25; а2В - на выходе третьего ограничителя 27;
аВ - на выходе первого сумматора 29.
В канале крена формируются сигналы управления:
а 0Э, а 0Э - на втором и четвертом выходах управляемого переключателя 22; а1Э - на выходе второго ограничителя 26; а2Э - на выходе четвертого ограничителя 28;
аЭ - на выходе второго сумматора 30. На выходах первого 31 и второго 32 исполнительных устройств формируются отклонения 8В и 8Э органов исполнительного устройств в канале тангажа (элевоны) и в канале крена (элероны) соответственно, которые отклоняют объект
33 управления по тангажу на угол $ с угловой скоростью ю и по крену на угол у с угловой скоростью Юх.
На ПУ осуществляется проверка неравенства (1). Если оно соблюдается, то на управляющие входы первого 7 и второго 8 коммутаторов будут поданы сигналы и значения е2 и у2 с выходов вторых блоков групп задатчиков 1 и 2 засылаются соответственно на блоки 9, 15 и 10, 16 для работы системы по уже описанному порядку. Таким образом, осуществляется ввод всех значений программных углов управления дальности по тангажу и по крену, вплоть до значений £ш и уш. Если на каком-то шаге работы системы неравенство (1) не будет соблюдаться, то сигналы на управляющие входы коммутаторов 7 и 8 подаваться не будут и система управления прекратит свою работу, так как эти коммутаторы окажутся закрытыми и исходные данные е и V; не поступят в соответствующие блоки. В данной ситуации необходимо осуществить замену исходных программных данных.
Все звенья управляющей части системы, в частности логические звенья, блоки выделения модуля, являются стандартными и могут быть реализованы на элементах автоматики и вычислительной техники.
Предложенная система управления беспилотным летательным аппаратом по крену и тангажу позволяет повысить точность управления за счет реализации адаптивности процесса наведения БЛА, т.е. замены одного значения исходных данных на несколько программных значений.
ЛИТЕРАТУРА
1. Казаков И.Е. Статистическая теория систем управления в пространстве состояний. - М.: Наука, 1975.
2. Казаков И.Е. Статистическая динамика систем с переменной структурой. - М.: Наука, 1977.
3. Казаков И.Е., Гладков Д.И. Методы оптимизации стохастических систем. - М.: Наука, 1977.
MODEL OF AN ADAPTIVE CONTROL SYSTEM BY THE PILOTLESS FLYING DEVICE
ON A ROLL AND PITCH
Poltavskiy A.V.
In clause the model of an adaptive control system by the pilotless flying device allowing to realize program flight in self-promptings on the pseudo-purpose with the minimal dynamic mistakes in a deviation(rejection) from a given trajectory of prompting is considered(examined).
Сведения об авторе
Полтавский Александр Васильевич, 1957 г.р., окончил КВВАИУ (1980), кандидат технических наук, и.о. зав. лаборатории ИПУРАН им. В.А. Трапезникова РАН, автор 54 научных работ, область научных интересов - моделирование и безопасность полетов ЛА.
