Спосіб керування обертовим літальним апаратом

Спосіб керування по тангажу і рисканню, що включає примусове обертання літального апарата (ЛА) навколо поздовжньої осі з необхідною частотою за рахунок заданого кута установки консолей крила, приймання і перетворення модульованого лазерного випромінювання в сигнали керування, пропорційні відхиленню ЛА від центральної лінії лазерного променя, і подачу C2 2 (19) 1 3 64670 4 Відомий спосіб керування малостійкими і точність наведення забезпечують за рахунок хитливими в польоті ракетами, що обертаються по перебудови структури системи керування шляхом крену з заданою частотою, за допомогою введення обмеження заданого кута відхилення формування нелінійних команд керування у рулів на ділянці траєкторії з працюючим маршовим вигляді трипозиційних широтно-імпульсно двигуном і дискретної зміни параметрів системи модульованих сигналів, які подаються на приводи керування - коефіцієнта передачі, рівня сигналу аеродинамічних рулів [2]. Даний спосіб дозволяє компенсації сили тяжіння, постійної часу фільтра, забезпечити необхідну якість керування, однак що вводиться в обидва канали керування для через стрибкоподібний характер керуючих команд придушення коливань на власній частоті ЛА, істотно зростає енергоспоживання рульового причому коефіцієнт передачі і рівень сигналу приводу, що приводить до збільшення габаритнокомпенсації сили тяжіння при ввімкненні масових характеристик енергоприводного блоку. маршового двигуна зменшують, а при вимиканні Відомий спосіб керування обертовим збільшують, у той час як постійну часу фільтру снарядом, при якому зміна кількості рулів збільшують при запуску маршового двигуна і керування здійснюють послідовним попарним зменшують після закінчення його роботи розкриттям і приведенням у дію протилежних відповідно до зміни власної частоти ЛА. щодо поздовжньої осі снаряда рулів у момент Проведені дослідження показали, що при досягнення снарядом визначеної швидкості [3]. ввімкненні маршового ракетного двигуна, сопла Даний спосіб дозволяє змінювати ефективність якого розташовані попереду центра мас ЛА, органів керування, але не враховує впливу знижується запас поздовжньої статичної стійкості і струменів тягнучого маршового двигуна ракети на зменшується власна частота коливань по куту її аеродинамічні характеристики. атаки, у результаті чого обертовий ЛА рухається Також відомий спосіб керування ЛА [4] по по траєкторії у вигляді спіралі щодо центра тангажу і рисканню в лазерному інформаційному лазерного променя. При цьому зростає коефіцієнт полі з використанням реверсивного приводу передачі ЛА як об'єкта керування, що знижує обертальної дії (слідкуючого електроприводу), що запаси стійкості в системі керування по амплітуді і має імітатор додаткового моменту пружинного чи фазі. В цьому випадку задані кути відхилення торсионного типу. рулів, які закладаються, можуть вивести ЛА на Такий спосіб дозволяє керувати ЛА, що має неприпустимо великі кути атаки, що приводять до фотоприймач лазерного випромінювання в його втрати стійкості. У результаті зміни власної хвостовій частині, тягнучий маршовий ракетний частоти ЛА фільтр, який настроюється без двигун, підвищує швидкодію реверсивного врахування впливу стр уменів маршового двигуна, електропривода рулів і забезпечує динамічну не виконує покладені на нього функції. стійкість ЛА шля хом перекладки рулів з частотою Тому для забезпечення стійкості і керованості його обертання відносно поздовжньої осі. ЛА необхідно дискретно змінювати параметри Однак даний спосіб не дає конкретного системи керування на ділянці його руху з технічного рішення по формуванню структури працюючим маршовим двигуном. керування і зміні параметрів системи керування на На Фіг. показана структурна схема системи всій траєкторії польоту, що включає ділянки руху керування, що реалізує запропонований спосіб як з вимкненим, так і з працюючим тягнучим керування. Вона містить приймач лазерного маршовим двигуном. випромінювання 1, блок виділення координат 2, Тому актуальною являється задача підсилювачі 3 і 4, фільтри «пробки» 5 і 6 у каналах забезпечення стійкості обертового по крену ЛА, тангажу і рискання, блок формування компенсації керованого в лазерному промені, що має сили тяжіння 7, обмежувачі заданого кута слідкуючий електропривод рулів, підвищення відхилення рулів зі змінним порогом 8 і 9, точності й ефективності керування в умовах зміни гіроскопічний датчик кута крену 10, синусноаеродинамічних характеристик через наявність чи косинусний перетворювач 11 і електричні рульові відсутність струменевого обтікання від маршового приводи 12 і 13. ракетного двигуна, шляхом відповідного Підсилювачі 3 і 4 мають змінний коефіцієнт настроювання системи керування. передачі Поставлена мета досягається тим, що в способі керування по тангажу і рисканню, що ì ko (t ), якщо t > t дв , полягає в примусовому обертанні ЛА відносно k 3, 4 = í поздовжньої осі з необхідною частотою за рахунок îk o (t ) - Dk, якщо t £ t дв . заданого кута установки консолей крила, у прийомі і перетворенні модульованого лазерного випромінювання в сигнали керування, пропорційні відхиленню ЛА від центральної лінії лазерного променя, їх подачі на слідкуючий електричний рульовий привід, що має пружинний імітатор додаткового протидіючого моменту, необхідн у для ефективного аеродинамічного керування ЛА швидкість підтримують за допомогою тягнучого маршового ракетного двигуна, сопла якого розташовані на зовнішній обичайці корпуса попереду центра мас ЛА, а стійкість і задану Передатна функція фільтра «пробка» має вигляд W5, 6 = T2p 2 + 2T x1p + 1 T 2p2 + 2 Tx2p + 1 де xi - коефіцієнт демпфування, Т - постійна часу фільтру "пробка", 5 64670 ì To (t ), якщо t > t дв , T=í îTo (t ) + DT, якщо t £ t дв. Сигнал компенсації сили тяжіння змінюється за законом ì dкв о (t ), якщо t > t дв , ï dкв = í ïdкв о (t ) - Ddкв, якщо t £ t дв . î Поріг обмеження заданого кута відхилення рулів ì U o (t ), якщо t > t дв , U8,9 = í îUo (t ) - DU, якщо t £ t дв . Тут Dk, DU, DΤ, Ddкв - поправки до параметрів системи керування на ділянці роботи маршового двигуна. Прийнято, що маршовий двигун включається в момент старту ЛА при t=0 з початковою швидкістю Vo . Система керування функціонує таким чином. Інформація, що отримана з лазерного каналу приймачем 1 передається на блок виділення координат 2, що визначає положення ЛА відносно центра лазерного променя - координати Yвід, Zвід у системі координат випромінювача. Підсилювачі 3 і 4 перетворюють відносні координати в керуючі сигнали, що надходять на фільтри 5 і 6, які настроєні на власну частоту ЛА. У результаті чого в керуючому сигналі подавляються складові, які викликають резонансні явища в контурі керування. Для забезпечення горизонтального польоту ЛА в каналі тангажу введений сигнал компенсації сили тяжіння dкв, що діє протягом усього часу польоту. На ділянці роботи маршового двигуна величина керуючого сигналу обмежується за допомогою обмежувачів 8 та 9; по закінченні роботи двигуна обмеження відміняється. Синусно-косинусний перетворювач 11 за інформацією з гіроскопічного датчика кута крену g перетворює керуючі сигнали із системи координат, зв'язаної з випромінювачем, у зв'язану з ЛА систему координат, у якій здійснюється керування по тангажу і рисканню. Електричні рульові приводи 12 і 13 відпрацьовують, гармонійні сигнали d1зад, d2з ад на частоті обертання ЛА, у результаті чого відносні координати Yвід, Zвід прагнуть до їхніх нульових значень. Ефективність запропонованого способу керування підтверджується результатами експериментальних робіт. Джерела інформації. 1. Лебедев А.А., Карабанов В.А.. Динамика системы управления беспилотными летальними аппаратами. - Μ.: Машиностроение, 1965, 528с. 2. Патент РФ №2182306. 3. Патент РФ №2166727. 4. Патент України №32455. 6