РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ	(19) RU (11) 2 681 823 (13) C1
	(51) МПК B64C 13/00 (2006.01) G05D 1/00 (2006.01) G05B 11/14 (2006.01) (52) СПК B64C 13/00 (2019.02) G05D 1/00 (2019.02)

Статус:	прекратил действие, но может быть восстановлен (последнее изменение статуса: 02.07.2021)
Пошлина:	Срок подачи ходатайства о восстановлении срока действия патента до 26.12.2023.

(21)(22) Заявка: 2018123093, 26.06.2018 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 26.06.2018 Дата регистрации: 12.03.2019 Приоритет(ы): (22) Дата подачи заявки: 26.06.2018 (45) Опубликовано: 12.03.2019 Бюл. № 8 (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: RU 2263338 C1, 27.10.2005. RU 2279119 C1, 27.06.2006. RU 2303805 C1, 27.07.2007. RU 2243526 C1, 27.12.2004. US 8725321 B2, 13.05.2014. Адрес для переписки: 127473, Москва, 1-й Щемиловский пер., 16, ФГУП МОКБ "Марс"

(72) Автор(ы): Сыров Анатолий Сергеевич (RU), Кедрова Надежда Николаевна (RU), Пучков Александр Михайлович (RU), Петров Андрей Борисович (RU), Сухова Валерия Львовна (RU), Тацюк Дмитрий Григорьевич (RU), Хлопкин Артем Владимирович (RU) (73) Патентообладатель(и): Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") (RU)

(54) СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ СИГНАЛА УПРАВЛЕНИЯ РУЛЕВЫМ ПРИВОДОМ БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Изобретение относится к бортовым аналоговым и цифроаналоговым системам управления беспилотными летательными аппаратами (БПЛА), в которых используются рулевые приводы.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является способ формирования сигнала управления рулевым приводом беспилотного летательного аппарата, содержащий задание сигнала управления, усиление заданного сигнала управления, ограничение усиленного заданного сигнала управления, измерение сигнала отклонения руля, вычитание из ограниченного сигнала управления сигнала отклонения руля, фильтрацию сигнала вычитания, усиление отфильтрованного сигнала, формирование текущего скоростного сигнала отклонения руля, масштабирование скоростного сигнала отклонения руля, вычитание из усиленного отфильтрованного сигнала масштабированного скоростного сигнала отклонения руля и отработку текущего сигнала отклонения руля исполнительным механизмом [1].

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является устройство управления рулевым приводом беспилотного летательного аппарата, содержащее последовательно соединенные задатчик сигнала управления, первый усилитель, ограничитель сигнала, первый элемент вычитания, инерционный фильтр, второй усилитель, второй элемент вычитания, последовательно соединенные исполнительное устройство и исполнительный механизм, выход которого является выходом устройства и через датчик сигнала угла отклонения соединен со вторым входом первого элемента вычитания, выход исполнительного устройства через последовательно соединенные датчик сигнала скорости отклонения и инерционный усилитель соединен со вторым входом второго элемента вычитания [1].

Недостатками известных способа и устройства являются ограниченные функциональные возможности в условиях расширенного диапазона условий полета по высоте и скорости и невысокая точность управления БПЛА в целом, что усиливается возмущающим фактором для рулевых приводов - шарнирным моментом М_ш [2, 3].

Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей и повышение точности управления БПЛА.

Предложенным формированием способа и построением устройства управления по этому способу достигается функциональная возможность более качественного управления летательным аппаратом в расширенном диапазоне высот и скоростей полета с ограничением частот и амплитуд колебаний контура рулевого привода, а также повышение точности управления в условиях действия возмущающих факторов на рулевой привод - шарнирного момента М_ш.

Указанный технический результат достигается тем, что в известный способ формирования сигнала управления рулевым приводом беспилотного летательного аппарата, содержащий задание сигнала управления, усиление заданного сигнала управления, ограничение усиленного заданного сигнала управления, измерение сигнала отклонения руля, вычитание из ограниченного сигнала управления сигнала отклонения руля, фильтрацию сигнала вычитания, усиление отфильтрованного сигнала, формирование текущего скоростного сигнала отклонения руля, масштабирование скоростного сигнала отклонения руля, вычитание из усиленного отфильтрованного сигнала масштабированного скоростного сигнала отклонения руля и отработку текущего сигнала отклонения руля исполнительным механизмом, дополнительно введены измерение скоростного напора, измерение угла атаки, измерение коэффициента эффективности шарнирного момента от угла атаки, умножение полученных трех сигналов, измерение коэффициента шарнирного момента от отклонения руля, дополнительное умножение сигналов скоростного напора, коэффициента эффективности шарнирного момента от отклонения руля и сигнала отклонения руля, суммирование сигналов первого и дополнительного умножений и формирование текущего сигнала скорости с учетом его нечувствительности в зоне текущего значения шарнирного момента.

Указанный технический результат достигается также и тем, что в известное устройство управления рулевым приводом беспилотного летательного аппарата, содержащее последовательно соединенные задатчик сигнала управления, первый усилитель, ограничитель сигнала, первый элемент вычитания, инерционный фильтр, второй усилитель, второй элемент вычитания, последовательно соединенные исполнительное устройство и исполнительный механизм, выход которого является выходом устройства и через датчик сигнала угла отклонения соединен со вторым входом первого элемента вычитания, выход исполнительного устройства через последовательно соединенные датчик сигнала скорости отклонения и инерционный усилитель соединен со вторым входом второго элемента вычитания, дополнительно введены датчик скоростного напора летательного аппарата, последовательно соединенные: датчик угла атаки, первый умножитель сигналов, суммирующий усилитель и усилитель с зоной нечувствительности, второй вход которого соединен с выходом второго элемента вычитания, а выход - со входом исполнительного устройства, задатчик коэффициента эффективности шарнирного момента по углу атаки, выход которого соединен со вторым входом первого умножителя сигналов, третий вход которого соединен с выходом датчика скоростного напора, последовательно соединенные задатчик коэффициента эффективности шарнирного момента по углу отклонения руля, второй умножитель сигналов, второй вход которого соединен с выходом датчика скоростного напора, третий вход - с выходом исполнительного механизма, а выход - со вторым входом суммирующего усилителя.

На чертеже представлена блок-схема устройства управления рулевым приводом беспилотного летательного аппарата.

Устройство управления рулевым приводом беспилотного летательного аппарата, содержащее последовательно соединенные задатчик сигнала управления 1 (ЗСУ), первый усилитель 2 (1У), ограничитель сигнала 3 (ОС), первый элемент вычитания 4 (1ЭВ), инерционный фильтр 5 (ИФ), второй усилитель 6 (2У), второй элемент вычитания 7 (2ЭВ), последовательно соединенные исполнительное устройство 8 (ИУ) и исполнительный механизм 9 (ИМ), выход которого является выходом устройства и через датчик сигнала угла отклонения 10 (ДСУО) соединен со вторым входом первого элемента вычитания 4 (1ЭВ). Выход исполнительного устройства 8 (ИУ) через последовательно соединенные датчик сигнала скорости отклонения 11 (ДССО) и инерционный усилитель 12 (ИУ) соединен со вторым входом второго элемента вычитания 7 (2ЭВ). Устройство содержит датчик скоростного напора 13 (ДСН) летательного аппарата, последовательно соединенные: датчик угла атаки 14 (ДУА), первый умножитель сигналов 15 (1УС), суммирующий усилитель 16 (СУ) и усилитель с зоной нечувствительности 17 (АУЗН), второй вход которого соединен с выходом второго элемента вычитания 7 (2ЭВ), а выход соединен со входом исполнительного устройства 8 (ИУ), задатчик коэффициента эффективности шарнирного момента по углу атаки 18 (ЗКЭШМА), выход которого соединен со вторым входом первого умножителя сигналов 15 (1УС), третий вход которого соединен с выходом датчика скоростного напора 13 (ДСН), последовательно соединенные задатчик коэффициента эффективности шарнирного момента по углу отклонения руля 19 (ЗКЭШМР), второй умножитель сигналов 20 (2УС), второй вход которого соединен с выходом датчика скоростного напора 13 (ДСН) третий вход соединен с выходом исполнительного механизма 9 (ИМ), а выход - со вторым входом суммирующего усилителя 16 (СУ).

Устройство управления рулевым приводом беспилотного летательного аппарата работает следующим образом.

Задающим сигналом для работы рулевого привода является сигнал σ_зад., формируемый задатчиком сигнала управления 1. Сигнал σ_зад. поступает на первый усилитель 2, с выхода которого снимается сигнал σ_{зад. ус.}:

где - коэффициент усиления первого усилителя 2.

Блок 2 позволяет подобрать коэффициент с точки зрения обеспечения компенсации погрешностей, передаточных соотношений редуктора привода.

Сигнал σ_{зад. ус.} с первого усилителя 2 поступает на ограничитель сигнала 3, на выходе которого формируется сигнал :

Ограничитель сигнала 3 позволяет достаточно точно соотнести предельные максимальные уровни отрабатываемых сигналов смежных каналов управления БПЛА с уровнями отклонений рулевого привода δ.

Сформированный сигнал является непосредственно задающим сигналом для привода. А именно. Он поступает на второй вход первого элемента вычитания 4, на первый вход которого поступает сигнал обратной связи по положению σ_δ от датчика сигнала угла отклонения 10.

Сигнал рассогласования Δσ с блока 4:

поступает на инерционный фильтр 5 для отфильтровывания от флуктуационных составляющих, препятствующих качественной работе контура привода. Передаточная функция инерционного фильтра 5 имеет вид:

где Т - постоянная времени.

Сигнал U₁ с выхода фильтра 5 поступает на второй усилитель 6.

С его выхода сигнал U₂:

где - коэффициент усиления второго усилителя 6 - поступает на второй элемент вычитания 7. При этом выбор коэффициента производится с точки зрения обеспечения статической точности привода. Работа рулевого привода по включению исполнительного устройства 8 производится усилителем с зоной нечувствительности 17. Пусть величина этой зоны равна ϕ₀. При заданной статической точности Δ_ст. по рассогласованию Δσ имеем соотношение:

откуда

Во втором элементе вычитания 7 формируется сигнал U_упp:

где σ_с - сигнал скоростной обратной связи, формируемый инерционным усилителем 12 датчика сигнала скорости отклонения 11 привода.

Передаточная функция инерционного усилителя 12 имеет вид:

где К_иу и Т_иу - соответственно коэффициент усиления и постоянная времени, определяющие качество динамики процесса отработки контуром привода задающих воздействий.

Исполнительное устройство 8 привода формирует скоростную характеристику:

например, релейного вида.

Исполнительный механизм 9 отклоняет руль:

Варьирование значения зоны нечувствительности ϕ₀ обеспечивает ее положительную функциональную зависимость от шарнирного момента М_ш, от угла атаки α (в канале курса от угла скольжения β) и отклонения руля δ, а также доминирующим образом от скоростного напора q. Действительно шарнирный момент М_ш, действуя на привод, в соответствии с его нагрузочной характеристикой уменьшает скоростную характеристику привода δ. Из этого обстоятельства следует целесообразность введения зависимости значения зоны нечувствительности ϕ₀ от расчетного значения шарнирного момента М_ш, уменьшая ее в управляющей части привода в обратно пропорциональной зависимости от М_ш. При большой кратности изменения скоростного напора q от q_min до q_max коэффициент кратности К_q скоростного напора и коэффициент кратности шарнирного момента составляют:

Для реализации зависимости (13) целесообразно ввести ее «сжатие», например, введением преобразования корня n-ой степени:

с целью технической реализации зоны нечувствительности.

Так, значение зоны нечувствительности ϕ₀ не может быть значительным, а должно быть равным 1,05-1,2 зоны нечувствительности исполнительного механизма 9. Этим обстоятельством определяется значение корня n. Формирование зоны нечувствительности ϕ₀ реализовано блоками 13-20. В блоке 17 конкретно реализуется закон варьирования величины зоны нечувствительности ϕ₀ в функции М_ш с ограничениями по зависимостям (13) и (14).

Все блоки устройства управления являются стандартными и могут быть реализованы программно - алгоритмически на основе вычислительной техники.

Таким образом, предложенное устройство позволяет расширить функциональные возможности управления приводом и повысить качество управления в целом, включая ограничения параметров автоколебаний в контурах управления и собственно в рулевом приводе, обеспечивая высокий ресурс и сохраняя положительное свойство - вибрационную линеаризацию нелинейностей и большую часть скоростной характеристики для отработки рабочих управляющих воздействий.

Полученный положительный результат подтвержден моделированием и натурными работами.

Источники информации

1. Патент РФ №2263338, G05D 11/14, 2005.

2. А.А. Лебедев, Л.С. Чернобровкин. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. М., Машиностроение, 1973, с. 338-344.

3. А.А. Кириллов, В.Г. Стеблецов. Основы электропривода летательных аппаратов. М., Библио-Глобус, 2013, с. 15.

Формула изобретения

1. Способ формирования сигнала управления рулевым приводом беспилотного летательного аппарата, содержащий задание сигнала управления, усиление заданного сигнала управления, ограничение усиленного заданного сигнала управления, измерение сигнала отклонения руля, вычитание из ограниченного сигнала управления сигнала отклонения руля, фильтрацию сигнала вычитания, усиление отфильтрованного сигнала, формирование текущего скоростного сигнала отклонения руля, масштабирование скоростного сигнала отклонения руля, вычитание из усиленного отфильтрованного сигнала масштабированного скоростного сигнала отклонения руля и отработку текущего сигнала отклонения руля исполнительным механизмом, отличающийся тем, что дополнительно введены измерение скоростного напора, измерение угла атаки, измерение коэффициента эффективности шарнирного момента от угла атаки, умножение полученных трех сигналов, измерение коэффициента шарнирного момента от отклонения руля, дополнительное умножение сигналов скоростного напора, коэффициента эффективности шарнирного момента от отклонения руля и сигнала отклонения руля, суммирование сигналов первого и дополнительного умножений и формирование текущего сигнала скорости с учетом его нечувствительности в зоне текущего значения шарнирного момента.

2. Устройство управления рулевым приводом беспилотного летательного аппарата, содержащее последовательно соединенные задатчик сигнала управления, первый усилитель, ограничитель сигнала, первый элемент вычитания, инерционный фильтр, второй усилитель, второй элемент вычитания, последовательно соединенные исполнительное устройство и исполнительный механизм, выход которого является выходом устройства и через датчик сигнала угла отклонения соединен со вторым входом первого элемента вычитания, выход исполнительного устройства через последовательно соединенные датчик сигнала скорости отклонения и инерционный усилитель соединен со вторым входом второго элемента вычитания, отличающееся тем, что в него введены датчик скоростного напора летательного аппарата, последовательно соединенные: датчик угла атаки, первый умножитель сигналов, суммирующий усилитель и усилитель с зоной нечувствительности, второй вход которого соединен с выходом второго элемента вычитания, а выход - со входом исполнительного устройства, задатчик коэффициента эффективности шарнирного момента по углу атаки, выход которого соединен со вторым входом первого умножителя сигналов, третий вход которого соединен с выходом датчика скоростного напора, последовательно соединенные задатчик коэффициента эффективности шарнирного момента по углу отклонения руля, второй умножитель сигналов, второй вход которого соединен с выходом датчика скоростного напора, третий вход - с выходом исполнительного механизма, а выход - со вторым входом суммирующего усилителя.

ИЗВЕЩЕНИЯ

MM4A Досрочное прекращение действия патента из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 27.06.2020

Дата внесения записи в Государственный реестр: 01.04.2021

Дата публикации и номер бюллетеня: 01.04.2021 Бюл. №10