РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ	(19) RU (11) 2 695 897 (13) C1
	(51) МПК B64C 39/08 (2006.01) B64C 13/00 (2006.01) G05D 1/00 (2006.01) (52) СПК B64C 39/08 (2019.05) B64C 13/00 (2019.05) G05D 1/00 (2019.05)

Статус:	действует (последнее изменение статуса: 25.08.2022)
Пошлина:	учтена за 5 год с 27.10.2022 по 26.10.2023. Установленный срок для уплаты пошлины за 6 год: с 27.10.2022 по 26.10.2023. При уплате пошлины за 6 год в дополнительный 6-месячный срок с 27.10.2023 по 26.04.2024 размер пошлины увеличивается на 50%.

(21)(22) Заявка: 2018137730, 26.10.2018 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 26.10.2018 Дата регистрации: 29.07.2019 Приоритет(ы): (22) Дата подачи заявки: 26.10.2018 (45) Опубликовано: 29.07.2019 Бюл. № 22 (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: RU 2165377 C1, 20.04.2001. RU 19021 U1, 10.08.2001. US 10001776 B2, 19.06.2018. KR 101646736 B1, 08.08.2016. Адрес для переписки: 140180, Московская обл., г. Жуковский, ул. Гарнаева, 2А, АО "ЛИИ имени М.М. Громова", ОПЛИР

(72) Автор(ы): Ловицкий Лаврентий Лаврентьевич (RU), Бадретдинова Айгуль Булатовна (RU) (73) Патентообладатель(и): Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" (RU)

(54) Способ и система управления продольным движением при разбеге по взлётно-посадочной полосе и наборе высоты беспилотного летательного аппарата со специально расположенными передними и задними крыльями

Изобретения относятся к летным испытаниям (ЛИ) беспилотных авиационных комплексов способных решать задачи различного назначения, а именно, к способу управления продольным движением при разбеге по взлетно-посадочной полосе и наборе высоты беспилотного летательного аппарата (БПЛА) с сочлененными на киле передними и задними крыльями и системе для его осуществления.

Создаваемые в настоящее время беспилотные авиационные комплексы могут быть различными по структурному составу, весовым и аэродинамическим характеристикам БПЛА, способам взлета и посадки. Разрабатываются, в том числе, крупногабаритные дистанционно - управляемые БПЛА.

В проектировании и создании БПЛА необходимым направлением работ является разработка системы автоматического управления (САУ) его движением. Полный цикл создания САУ БПЛА включает в себя несколько этапов. К ним, в частности, относится подготовка и проведение летных испытаний (ЛИ) САУ на участке взлета, посадки и пробега БПЛА по ВПП. В связи с тем, что траектория БПЛА содержит в себе различные режимы полета, в том числе, и движение по взлетно-посадочной полосе (ВПП) необходимо разрабатывать способы автоматического управления для каждого из них, но в тесной взаимосвязи с целью непрерывного процесса моделирования при выходе за пределы указанных участков.

В предлагаемых изобретениях рассматривается БПЛА с носовым колесом, который по своей аэродинамической схеме представляет ЛА с пространственной несущей системой (ПНС), образованной сочлененными на киле передними и задними крыльями. Такой ЛА имеет характерные особенности в распределении аэродинамических сил и моментов. Ставится задача разработать способы управления движением для обеспечения безопасного взлета, посадки таких БПЛА с самолетным стартом. К концу участка подъема необходимо обеспечить условия для перехода в режим дальнейшего крейсерского полета с требуемыми значениями высоты, скорости и параметров углового положения.

В описании патента «Самолет» RU 2165377 С1 рассматривается ЛА, в котором крыло выполнено в виде несущей пространственной системы, консоли которой состоят из трех планов, хорды их разнесены по длине и высоте фюзеляжа. Такая конструкция имеет большие отличия от аппарата с сочлененными на киле рулями высоты. В указанной работе рассматриваются в основном вопросы аэродинамической компоновки пространственной несущей системы, вопросы минимизации нагрузок и аэродинамические характеристики, а также прочности и снижения веса такой системы.

В работе «Development of Control Strategies for the Joined-Wing Aircraft» («Разработка стратегий управления для самолета с сочлененными крыльями») автора Bernardo Cunha института Superior Tecnico, av. RoviscoPais 1, 1049-001 Lisboa, Portuga 16, June 2011 рассматривается БПЛА с сочлененными крыльями. Излагается стратегия управления без руля направления, анализируются коэффициенты устойчивости с использованием программ численных методов аэрогидродинамики. Используется решетка квантования вихрей потока (программа XFOIL). Выделяются шесть управляющих поверхностей на переднем крыле и четыре - на заднем. По всей поверхности назначенной решетки вычисляется распределение давления, подробно анализируется метод корневых годографов. В результате такая необычная конфигурация объединяет задние и передние крылья и отождествляет структуру радара, интегрированного в фюзеляж. С привлечением методов теории управления оценивается эффективность управления. Далее вычисляются проекции сил на горизонтальную плоскость с учетом отклонений управляющих поверхностей.

В анализируемой работе рассмотрено достаточно подробно распределение сил по поверхности управляющих органов и использование их в управлении рысканием. В ней не описан способ поворота управляющих органов для управления в вертикальной плоскости на участке разбега по ВПП и набора высоты при условии существенного изменения коэффициентов статической устойчивости на указанных участках полета, что является основным критерием в предлагаемой заявке на патент.

Наиболее близким к заявляемым изобретениям являются материалы, изложенные в описании патента «Многоцелевой летательный аппарат» RU 2156717 С2, где рассматривается ЛА с крыльями, соединенными по своим концам пилонами. Такое соединение существенно изменяет конструкцию ЛА и вносит отличие в аэродинамические формы. Указанный ЛА существенно отличается от рассматриваемого в изобретениях. В описании патента рассмотрены в основном конструкторские решения в части распределения нагрузок и укрепления крыльев. Вопросы управления таким аппаратом ограничиваются только рассмотрением усилий на рулях.

Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в управлении ЛА на всем участке разбега по ВПП при малом угле атаки при статической неустойчивости и на участке набора высоты БПЛА с малым запасом устойчивости в продольном движении, а также на участке статической устойчивости ЛА при переходе на большой угол атаки.

Для получения указанного технического результата в предлагаемом способе управления продольным движением при разбеге по взлетно-посадочной полосе и наборе высоты беспилотного летательного аппарата с сочлененными на киле передними и задними крыльями, включающем формирование сигналов управления передними и задними крыльями, по результатам предварительного моделирования продольного движения БПЛА в блоке вычислений формируются аналитические зависимости и значения всех параметров, необходимых при испытании модели - плотность атмосферы, кинематическая вязкость, банк аэродинамических характеристик модели в зависимости от числа Маха и угла атаки, параметры модели - характерная площадь, размах крыльев и длина средней аэродинамической хорды, масса. Затем выставляют углы отклонения рулей передних и задних крыльев δ_В10 и δ_В50 в точке старта согласно расчетным значениям при моделировании с учетом балансировки и параметров корректирующих звеньев; производят измерения текущих значений высоты относительно поверхности ВПП при разбеге и высоты полета после отрыва от ВПП скорости, угла атаки, угловых ускорений относительно центра масс, для контроля измеряют углы скольжения и крена, реакции опор шасси при движении по ВПП. Формируют программу изменения угла атаки α_зад, в которой угол атаки выбирается в соответствии с аэродинамическими характеристиками в результате предварительного моделирования, при прямом управлении углом атаки α осуществляется непосредственное управление изменением силовых и моментных аэродинамических характеристик ЛА, которые в явном виде зависят от угла атаки. Программу изменения угла атаки выбирают таким образом, чтобы выполнить начало разбега при минимальных лобовом сопротивлении и подъемной силе, для начального разбега при минимальной тяге двигателя в контур заднего руля δ_в5 подключают по выходному сигналу угловой скорости ω_z колебательное звено, имеющее передаточную функцию где параметры колебательного звена T_k и ζ выбирают с учетом того, чтобы при заданном начальном уровне тяги двигателя обеспечивалось демпфирование угловой скорости ω_z при трогании с места, возникающее запаздывание устраняется за счет подключения дифференцирующих звеньев с постоянными времени и , причем дифференцирующий сигнал получается за счет подключения измеренной угловой скорости ω_z полученные сигналы по угловым скоростям и суммируются с углами поворота рулей δ_в10 и δ_в50, сигналы с сумматоров поступают на вход апериодических звеньев, которые служат для сглаживания колебания рулей и исключают возможность кратковременных отрывов БПЛА от ВПП, при достижении достаточной подъемной силы для отрыва передней стойки увеличивают угол атаки с целью быстрого набора высоты, угол атаки увеличивается до значения, близкого к балансировочному, чтобы при наборе высоты избежать резких колебаний и поворотов рулей на большие углы. Для реализации указанного принципа разбега углы поворота передних и задних рулей высоты δ_в10 и δ_в50 формируются по законам:

где - сигнал по угловой скорости ω_z, отфильтрованный и ограниченный по величине, К - коэффициент усиления по углу атаки.

В моменты отрыва от ВПП передней и основных стоек шасси, а также переключения тяги двигателя переключаются угол атаки и углы отклонения рулей δ_в1 и δ_в5, за счет включения колебательного звена, дифференцирующих звеньев с разными постоянными времени и , апериодических звеньев с постоянными времени T₁ и T₅ достигается разное быстродействие в контурах рулей δ_в1 и δ_в5, контур с большим быстродействием δ_в1 отслеживает контур с меньшим быстродействием δ_в5, в итоге поддерживается суммарный момент тангажа m_z≈0, и обеспечивается полет с углом атаки, близким к балансировочному, без существенных отклонений рулей и с небольшими колебаниями в короткопериодическом движении, при таком способе управления поддерживается устойчивость и управляемость БПЛА при разбеге и наборе высоты в широком диапазоне изменения углов атаки, высоты и скорости.

Для достижения названного технического результата в предлагаемой системе управления продольным движением при разбеге по ВПП и наборе высоты БПЛА с сочлененными на киле передними и задними крыльями, включающей в себя последовательно связанные корректирующие звенья контуров управления передними и задними крыльями, в контур управления рулями задних крыльев включены последовательно связанные блок измерений, колебательное звено с передаточной функцией нелинейный элемент с зоной линейности и ограничением по угловой скорости на выходе которого получаем сигнал , дифференцирующее звено с постоянной времени , сумматор , апериодическое звено с постоянной времени Т₅, нелинейное звено с зоной линейности и ограничением по рулю высоты δ_B5, на выходе которого получаем величину угла отклонения рулей , а контур управления передним рулем содержит последовательно связанные звенья, включающие в себя блок вычислений, сравнивающее звено контура по углу атаки (α-α_зад), усилитель с коэффициентом усиления по углу атаки K, сумматор по углам отклонения передних рулей δ_B1 апериодическое звено с постоянной времени Т₁, нелинейное звено с зоной линейности и ограничением по рулю высоты, на выходе которого получаем величину угла отклонения рулей δ_В1ф, при этом выходы нелинейных звенев с зонами линейности и ограничениями по рулям высоты соединены с входами БПЛА и входами блока вычислений; два выхода блока вычислений соединены с входами сумматоров по углам отклонения рулей δ_B10 и δ_В50, а третий вход сумматора по углу отклонения руля δ_В10 соединен через дифференцирующее звено с постоянной времени с выходом нелинейного элемента с зоной линейности и ограничением по угловой скорости третий выход блока вычислений сигнала переключения уровня тяги двигателя соединен с входом БПЛА, и блок измерений дополнительно соединен выходом с входом сравнивающего звена контура по углу атаки.

Предлагаемые изобретения иллюстрируются чертежами.

На фиг. 1 приведена компоновочная схема модели ЛА:

1 - руль высоты внутренний переднего крыла,

2 - руль высоты внешний переднего крыла,

3 - элерон,

4 - руль высоты внешний заднего крыла,

5 - руль высоты внутренний заднего крыла.

На фиг. 2 показан ЛА в двух проекциях.

На фиг. 3 показан график изменения аэродинамического качества в зависимости от угла атаки α, где:

6 - аэродинамическое качество K(α).

ЛА имеет достаточно большое максимальное аэродинамическое качество (K(α)≈25) при α≈4°; при нулевом значении α аэродинамическое качество К(α)≈17.5.

На фиг. 4 изображена поляра С_уа(С_ха):

7 - поляра С_уа(С_ха),

где С_ха - аэродинамический коэффициент лобового сопротивлении_,

С_уа - аэродинамический коэффициент подъемной силы.

Поляра С_уа(С_ха) приближается к оси ординат до С_ха≈0.02.

На фиг. 5 изображен график изменения коэффициента момента тангажа m_z в зависимости от угла атаки α:

8 - m_z(α).

Как видно из этого рисунка, в диапазоне углов α=2÷5° коэффициент m_z практически не изменяется, т.е., - ЛА статически нейтральный, при углах атаки α<2° производная - ЛА неустойчив; при углах атаки α>5° - движение устойчиво.

Структурная схема предлагаемой системы для управления продольным движением при разбеге по взлетно-посадочной полосе и наборе высоты беспилотного летательного аппарата с сочлененным на киле передними и задними крыльями показана на фиг. 6 и содержит:

9 - блок измерений;

10 - колебательное звено;

11 - нелинейное звено с зоной линейности и ограничением по угловой скорости;

12 - постоянную времени Т_ωz5;

13 - апериодическое звено с постоянной времени Т₅;

14 - нелинейное звено - ограничение по углу поворота руля высоты δ_в5;

15 - постоянную времени T_ωz1;

16 - БПЛА - объект управления;

17 - блок вычислений;

18 - коэффициент усиления по углу атаки;

19 - апериодическое звено с постоянной времени Т₁;

20 - нелинейное звено - ограничение по углу поворота руля высоты δ_в1.

На фиг. 7 показаны графики изменения параметров продольного движения БПЛА при разбеге и взлете.

21 - угол атаки α;

22 - тяга двигателя Р;

23 - приращение коэффициента момента Δm_z (δ_в5);

24 - приращение коэффициента момента Δm_z (δ_в1);

25 - угол отклонения руля высоты δ_в1;

26 - угол отклонения руля высоты δ_в5;

27 - скорость V;

28 - высота Н;

29 - угловая скорость тангажа w_z;

30 - коэффициент момента аэродинамических сил m_z;

31 - реакция опоры N₁;

32 - реакции опор N_2,3.

Пример.

Существенные особенности аэродинамических характеристик, силовых и моментных, приводят к необходимости пересмотра общепринятых законов управления при разбеге по ВПП и наборе высоты.

ЛА имеет большое максимальное аэродинамическое качество: K(α)≈25 при α≈4°; при α=0°- К(α)≈17.5, С_у≈0.35. Кроме того, ЛА имеет максимальный коэффициент подъемной силы при сравнительно малом угле атаки - критическое значение α≈14° (фиг. 3-4). Это первая существенная особенность аэродинамических характеристик.

Из этих данных следует, что ЛА имеет достаточно большую подъемную силу даже при малых углах атаки, что приведет к отрыву от ВПП при малой скорости и возможному аварийному взлету. Поэтому при разработке способа управления в структуре системы таким ЛА следует предусматривать поворот рулей высоты в сторону уменьшения угла атаки и подъемной силы. Величина угла атаки устанавливается по начальному значению угла тангажа за счет отклонения рулей высоты в соответствии с заданными моментными характеристиками и результатами моделирования.

Вторая особенность - при малых углах атаки ЛА статически неустойчив. В диапазоне углов α=2÷5° коэффициент m_z практически не изменяется, т.е., - ЛА статически нейтральный. При углах атаки α<2° - ЛА неустойчив. При углах атаки α>5° - движение устойчиво или с малым запасом устойчивости (фиг. 5).

В соответствии с указанными замечаниями необходимо на участке разбега по ВПП задние рули высоты повернуть на одинаковые углы, чтобы ЛА «прижать» к ВПП.

В способе управления продольным движением при разбеге по ВПП и наборе высоты БПЛА с сочлененными на киле передними и задними крыльями для начального разбега с недостаточной тягой двигателя подключают колебательное звено по угловой скорости в контуре управления δ_в5, а запаздывание, которое возникает при подключении колебательного звена, устраняют за счет работы опережающих звеньев.

При недостатке тяги двигателя в таком режиме разбега подключают колебательное звено по угловой скорости, что позволяет в вибрационном режиме с выбранной частотой осуществить трогание с места и начальный разбег в режиме минимальной тяги. Это равноценно эффекту при трогании с места тяжелого груза. Для устранения запаздывания при включении колебательного звена включены опережающие дифференцирующие звенья с постоянными времени T_ωz1 и T_ωz5. Включение звеньев в контур сигнала ω_z равносильно включению дифференцирующего звена по углу атаки или тангажа. Подключение сигнала непосредственно по ω_z позволяет исключить дополнительную операцию численного дифференцирования угла атаки и уменьшить запаздывание в системе.

Подключение звеньев позволяет получить сигнал во временной области без решения дифференциального уравнения первого порядка за счет аппаратурной реализации, такое решение позволяет исключить присущие цифровым системам временное запаздывание и разделить демпфирующие сигналы путем выбора значений .

При отрыве передней стойки от ВПП за счет поворота рулей высоты осуществляется ступенчатый переход на угол атаки α≈5°. Такое переключение выполняется с целью набора высоты при увеличении траекторного угла и перехода в область устойчивости. За счет такого маневра создается приращение вертикальной скорости, и осуществляется набор высоты после отрыва от ВПП. Для уменьшения лобового сопротивления и компенсации потери скорости при увеличении угла атаки дальнейший набор высоты осуществляется при медленном уменьшении угла атаки и увеличении тяги двигателя. При таком маневре устанавливается режим набора высоты без существенных колебаний в короткопериодическом движении и в движении центра масс.

Таким образом, указанные особенности аэродинамических характеристик приводят к необходимости выбирать траекторию полета при отклонении рулей в диапазоне, близком к номинальному балансировочному, чтобы не допустить, прежде всего, больших отклонений параметров углового движения от расчетных и потери устойчивости движения центра масс при заданных моментных характеристиках. Такой подход позволяет реализовывать траектории с достаточно точными угловыми отклонениями и малыми колебаниями, с необходимыми запасами высоты и скорости. Углы отклонения рулей δ_в1 и δ_в5 должны быть согласованы с переключением тяги двигателя и отрывом стоек шасси от ВПП. При этом рассматривается только продольное движение, так как анализ аэродинамических характеристик и результаты моделирования показали, что при заданных характеристиках (частные производные по углу скольжения β от коэффициентов момента крена и момента рыскания) имеется достаточный запас устойчивости в боковом движении, что позволяет для решения поставленной задачи рассматривать только продольный контур.

Способ управления в соответствии с структурной схемой на фиг. 6. осуществляется следующим образом.

Законы управления рулями высоты δ_в1 и δ_в5 выражаются как:

где

Значение ω_zф ограничивается на нелинейном элементе системы, имеющем зону нелинейности и ограничение.

Программа изменения угла атаки задается в следующем виде: α_зад=0° - при движении по ВПП и α_зад=5° -с момента отрыва от ВПП.

Сигнал проходит через апериодические фильтры:

Параметры всех звеньев с моментами переключения отражены в результатах моделирования (фиг. 7).

При включении таких звеньев в переходных процессах демпфируются скачки управляющих сигналов при подаче их в контур управления, а далее реализуются переходные процессы апериодических звеньев с постоянными времени T₁ и Т₅ при движении по ВПП и наборе высоты. В итоге работу рулей δ_в1 и δ_в5 можно осуществить с разным быстродействием на указанных участках.

Результаты моделирования показали, что настройки системы должны определяться с достаточно высокой точностью, прежде всего углы отклонения рулей высоты. Это обусловлено статической неустойчивостью движения ЛА или малым запасом устойчивости при малых углах атаки.

Первоочередная задача при разгоне по ВПП - не допустить возникновения высокочастотных колебаний, превышающих частоту, заданную колебательным звеном, и преждевременного отрыва ЛА от ВПП. Чтобы предотвратить их появление на руль δ_в1 подается сигнал с большой величиной постоянной времени Т_ωz1. За счет этого руля высоты создается дополнительный отрицательный момент на пикирование, чтобы прижать ЛА к ВПП. Необходимо повернуть рули на углы, создающие суммарный момент m_z≈0. Так как рули расположены по разные стороны относительно центра масс, то они создадут дополнительные моменты разных знаков. Их необходимо уравновесить.

Рассматриваемый БПЛА имеет следующую особенность: приращение Δm_z1 более чувствительно к изменению угла атаки, чем Δm_z5. В частности, при δ_в5=-10° разброс Δm_z5(α)≈0.12, при δ_в1=-10° разброс Δm_z1(α)≈0.2.

Из этого анализа следует, что управление углом атаки следует возложить на руль δ_в1, а на руль δ_в5 - демпфирование колебаний при возмущениях в моменты переключений управляющих сигналов. С этой целью в канал δ_в5 следует включить апериодическое звено , Т₅=5 с, а в канал δ_в1 - Т₁=0,02 с. Таким образом, канал с большим быстродействием будет отслеживать канал меньшим быстродействием и поддерживать суммарный момент тангажа m_z≈0. Такое взаимодействие рулей позволяет осуществить управление ЛА на всем участке пробега по ВПП и на участке набора высоты.

На фиг. 7 показаны изменения параметров траектории в продольном движении, принятые за номинальные, соответствующие изменению моментов и отклонению рулей.

В дальнейшем полете можно перейти на большие углы атаки, где будут использованы другие моментные характеристики.

В результате анализа получено, что при указанном способе взаимодействия рулей высоты и выбранных настройках корректирующих звеньев системы управления БПЛА выводится на высоту Н≈70 м при скорости V≈20 м/с. Разгон осуществляется без значительных колебаний в траекторном движении. Заметны колебания по угловой скорости ω_z при отрыве основных стоек шасси и переключении режимов работы двигателя - при t=40 с и t=65 с. Используется электрический двигатель, тяга которого изменяется в диапазоне Р=3÷5 кГ.

Потребные отклонения рулей высоты δ_в1и δ_в5 относительно выбранных значений невелики, что позволяет вывести ЛА в допустимый диапазон по высоте и скорости практически при постоянных углах отклонения рулей. Производится только одно переключение руля высоты δ_в50 при изменении режима работы двигателя в момент t=65 с, чтобы уменьшить колебания в системе при ступенчатом изменении тяги двигателя. Такой результат подтверждает ранее указанную реализацию функции управления между рулями δ_в1 и δ_в5.

Проведено моделирование при разбросе времени переключения двигателя и отклонении аэродинамического качества ЛА на 5%. Моделирование показало, что параметры траектории практически не изменяются при действии указанных достаточно больших и существенных возмущений. Имеются небольшие отклонения в изменении промежуточных параметров, в частности, изменение вертикальной скорости при изменении режима работы двигателя.

Таким образом, достигается решение задачи взаимодействия рулей ЛА для обеспечения его управляемости и устойчивости движения без существенных колебаний в короткопериодическом движении на участке разгона по ВПП и набора высоты.

В соответствии со схемой, представленной на (фиг. 6), по результатам предварительного математического моделирования системы управления ЛА в блоке вычислений (17) формируются все необходимые аналитические зависимости и значения всех необходимых параметров при испытании модели: плотность атмосферы, кинематическая вязкость, начальные условия в точке старта модели, банк аэродинамических характеристик модели в зависимости от числа Маха и угла атаки, параметры модели - характерная площадь, размах крыльев и длина средней аэродинамической хорды, масса, выставляют углы отклонения рулей δ_B10 и δ_B50 в точке старта согласно расчетным значениям при моделировании с учетом балансировки и параметров корректирующих звеньев.

В процессе ЛИ модели в блоке измерений (9) производят измерения текущих значений высоты относительно поверхности ВПП при разбеге и высоты полета после отрыва от ВПП, скорости, углов атаки, углового ускорения относительно центра масс, для контроля измеряют углы скольжения и крена, реакции опор шасси при движении по ВПП. В результате выполнения указанных процедур находят требуемые расчетные значения углов поворота рулей высоты в блоке вычислений (17). Вычисленные значения поступают на вход электрического привода БПЛА (16) (привод на схеме не показан) в каналах управления рулями высоты δ_В1 и δ_В5. В итоге получаем траекторию движения на участке разбега по ВПП и набора высоты для ЛА, имеющего моментные аэродинамические характеристики с участками статической неустойчивости. Разбег и набор высоты происходит без существенных колебаний в короткопериодическом движении.

Предложенный способ позволяет реализовать траекторию с учетом особенностей аэродинамических характеристик в виде двух характерных участков: разгон по ВПП на участке статической неустойчивости при малом угле атаки с целью достижения максимально возможного запаса скорости и набор высоты с переходом на большой угол атаки для достижения максимальной высоты на участке статической устойчивости ЛА.

Результаты исследования отражены на фиг. 7, где показаны изменения по времени основных параметров траектории БПЛА и реакции опор N₁, N_2,3 при использовании предложенного способа. При этом учитываются особенности силовых и моментных аэродинамических характеристик. ЛА статически неустойчив в продольной плоскости на малых углах атаки - α<2°, нейтрально устойчив в диапазоне α=2°÷5° и статически устойчив - при α>5°, передние и задние крылья имеют между собой существенные различия в аэродинамических характеристиках рулей высоты, в частности, руль δ_в1 на переднем крыле более чувствителен к изменению угла атаки.

Предлагаемая система для управления продольным движением при разбеге по ВПП и наборе высоты БПЛА с сочлененными на киле передними и задними крыльями включает в себя последовательно связанные корректирующие звенья контуров управления передними (1) и задними крыльями (5); контур управления задними рулями включает в себя колебательное звено (10) нелинейный элемент с зоной линейности и ограничением (11), дифференцирующее звено (12) с постоянной времени , сумматор , апериодическое звено (13) с постоянной времени T₅, нелинейное звено с зоной линейности и ограничением по угловой скорости ω_Z (14), на выходе которого получаем величину угла отклонения рулей а контур управления передним рулем содержит последовательно связанные звенья, включающие в себя блок вычислений (17), сравнивающее звено контура по углу атаки (α-α_зад), усилитель с коэффициентом усиления по углу атаки (18) K, сумматор по углам отклонения рулей, постоянную времени Т ω (19), апериодическое звено (20) с постоянной времени T₁, нелинейное звено с зоной линейности и ограничением по рулю высоты (20), на выходе которого получаем величину угла отклонения рулей, выходы нелинейных звеньев подключены к входам блока вычислений (17) и БПЛА (16).

Система работает следующим образом. С помощью системы управления БПЛА осуществляют разбег и взлет по сигналам прямого управления углом атаки, углами поворота передних и задних рулей высоты определенные по формулам (1), (2) после расчетов в блоке вычислений (17), сравнения заданного угла атаки и измеренного с учетом коэффициента усиления разности сигналов углов атаки.

В момент отрыва от ВПП передней и основных стоек шасси, а также переключения тяги двигателя переключают угол атаки и углы отклонения рулей δ_в1 и δ_в5 за счет включения колебательного звена (10) по угловой скорости, дифференцирующих звеньев с разными постоянными времени (12), (15) и , апериодических звеньев с постоянными времени (13), (19) T₁ и Т₅ достигается разное быстродействие в контурах рулей δ_в1 и δ_в5, контур с большим быстродействием δ_в1 отслеживает контур с меньшим быстродействием δ_в5, в итоге поддерживается суммарный момент тангажа m_z≈0, и обеспечивается полет с углом атаки, близким к балансировочному, без существенных отклонений рулей и с небольшими колебаниями в короткопериодическом движении, при таком способе управления поддерживается устойчивость и управляемость БПЛА при разбеге и наборе высоты в широком диапазоне изменения углов атаки, высоты и скорости. Включение звеньев в контур сигнала ω_z равносильно включению дифференцирующего звена по углу атаки или тангажа, подключение сигнала непосредственно по ω_z позволяет исключить дополнительную операцию численного дифференцирования угла атаки и устранить чистое запаздывание на один такт блока вычислений, что позволяет уменьшить ошибки отработки сигнала управления.

Формула изобретения

1. Способ управления продольным движением при разбеге по взлетно-посадочной полосе (ВПП) и наборе высоты беспилотного летательного аппарата (БПЛА) с сочлененными на киле передними и задними крыльями, включающий формирование сигналов управления передними и задними крыльями, отличающийся тем, что по результатам предварительного моделирования продольного движения БПЛА в блоке вычислений формируются аналитические зависимости и значения всех параметров, необходимых при испытании модели - плотность атмосферы, кинематическая вязкость, банк аэродинамических характеристик модели в зависимости от числа Маха и угла атаки, параметры модели - характерная площадь, размах крыльев и длина средней аэродинамической хорды, масса; затем выставляют углы отклонения рулей передних и задних крыльев δ_B10 и δ_B50 в точке старта согласно расчетным значениям при моделировании с учетом балансировки и параметров корректирующих звеньев; производят измерения текущих значений высоты относительно поверхности ВПП при разбеге и высоты полета после отрыва от ВПП, скорости, угла атаки, угловых ускорений относительно центра масс, для контроля измеряют углы скольжения и крена, реакции опор шасси при движении по ВПП; формируют программу изменения угла атаки α_зад, в которой угол атаки выбирается в соответствии с аэродинамическими характеристиками в результате предварительного моделирования, при прямом управлении углом атаки α осуществляется непосредственное управление изменением силовых и моментных аэродинамических характеристик ЛА, которые в явном виде зависят от угла атаки, программу изменения угла атаки выбирают таким образом, чтобы выполнить начало разбега при минимальных лобовом сопротивлении и подъемной силе, для начального разбега при минимальной тяге двигателя в контур заднего руля δ_в5 подключают по выходному сигналу угловой скорости ω_z, колебательное звено, имеющее передаточную функцию , где параметры колебательного звена T_k и ζ выбирают с учетом того, чтобы при заданном начальном уровне тяги двигателя обеспечивалось демпфирование угловой скорости ω_z, при трогании с места, возникающее запаздывание устраняется за счет подключения дифференцирующих звеньев с постоянными времени и , причем дифференцирующий сигнал получается за счет подключения измеренной угловой скорости ω_z, полученные сигналы по угловым скоростям и суммируются с углами поворота рулей δ_в10 и δ_в50, сигналы с сумматоров поступают на вход апериодических звеньев, которые служат для сглаживания колебания рулей и исключают возможность кратковременных отрывов БПЛА от ВПП, при достижении достаточной подъемной силы для отрыва передней стойки увеличивают угол атаки с целью быстрого набора высоты, угол атаки увеличивается до значения, близкого к балансировочному, чтобы при наборе высоты избежать резких колебаний и поворотов рулей на большие углы, для реализации указанного принципа разбега углы поворота передних и задних рулей высоты δ_в10 и δ_в50 формируются по законам:

,

,

,

где - сигнал по угловой скорости ω_z, отфильтрованный и ограниченный по величине, K - коэффициент усиления по углу атаки;

в моменты отрыва от ВПП передней и основных стоек шасси, а также переключения тяги двигателя переключаются угол атаки и углы отклонения рулей δ_в1 и δ_в5, за счет включения колебательного звена, дифференцирующих звеньев с разными постоянными времени и , апериодических звеньев с постоянными времени Т₁ и Т₅ достигается разное быстродействие в контурах рулей δ_в1 и δ_в5, контур с большим быстродействием δ_в1 отслеживает контур с меньшим быстродействием δ_в5, в итоге поддерживается суммарный момент тангажа m_z≈0 и обеспечивается полет с углом атаки, близким к балансировочному, без существенных отклонений рулей и с небольшими колебаниями в короткопериодическом движении, при таком способе управления поддерживается устойчивость и управляемость БПЛА при разбеге и наборе высоты в широком диапазоне изменения углов атаки, высоты и скорости.

2. Система управления продольным движением при разбеге по ВПП и наборе высоты БПЛА с сочлененными на киле передними и задними крыльями, включающая в себя последовательно связанные корректирующие звенья контуров управления передними и задними крыльями, отличающаяся тем, что в контур управления рулями задних крыльев включены последовательно связанные блок измерений, колебательное звено с передаточной функцией , нелинейный элемент с зоной линейности и ограничением по угловой скорости , на выходе которого получаем сигнал , дифференцирующее звено с постоянной времени , сумматор , апериодическое звено с постоянной времени Т₅, нелинейное звено с зоной линейности и ограничением по рулю высоты δ_B5, на выходе которого получаем величину угла отклонения рулей , а контур управления передним рулем содержит последовательно связанные звенья, включающие в себя блок вычислений, сравнивающее звено контура по углу атаки (α-α_зад), усилитель с коэффициентом усиления по углу атаки K, сумматор по углам отклонения передних рулей δ_B1, апериодическое звено с постоянной времени T₁, нелинейное звено с зоной линейности и ограничением по рулю высоты, на выходе которого получаем величину угла отклонения рулей δ_B1ф, при этом выходы нелинейных звенев с зонами линейности и ограничениями по рулям высоты и соединены с входами БПЛА и входами блока вычислений; два выхода блока вычислений соединены с входами сумматоров по углам отклонения рулей δ_B10 и δ_В50, а третий вход сумматора по углу отклонения руля δ_B10 соединен через дифференцирующее звено с постоянной времени с выходом нелинейного элемента с зоной линейности и ограничением по угловой скорости , третий выход блока вычислений сигнала переключения уровня тяги двигателя соединен с входом БПЛА, и блок измерений дополнительно соединен выходом с входом сравнивающего звена контура по углу атаки.