Система стабілізації безпілотного літального апарата

Система стабілізації безпілотного літального апарата, що містить послідовно з'єднані обчислювач, підсилювач, рульову машину, орган управління та датчик кута, датчик кутової швидкості, яка 3 входом рульової машини, вихід якої одночасно з'єднаний з входом органа управління і через перший перетворювач з'єднаний з входом адаптивного контура, а вихід органа управління з'єднаний з літальним апаратом, перший і другий виходи якого через датчик кута і датчик кутової швидкості відповідно з'єднані з першим і другим входами попереднього обчислювача, перший і другий виходи адаптивного контуру через другий і третій перетворювач відповідно з'єднані з третім і четвертим входами попереднього обчислювача, перший і другий виходи якого з'єднані з обчислювачем. Таким чином, введення в зворотній зв'язок адаптивного контура, який не підлягає впливу зовнішніх збурень, а також попереднього обчислювача згідно з алгоритмом виключення впливів збурень та похибок датчиків кута і кутової швидкості дозволяє значно підвищити точність системи кутової стабілізації безпілотного літального апарата. На фіг.1 зображена загальна функціональна схема системи кутової стабілізації безпілотного літального апарата, на фіг.2 приведена логічна схема функціонування попереднього обчислювача відключення впливу завад на вихідний сигнал датчика кута, наприклад, тангажа. Система стабілізації безпілотного літального апарата містить задатчик 1, в якості якого використовується програма управління польотом, обчислювач 2, підсилювач 3, рульова машина 4, орган управління 5, в якості якого використовуються руль висоти, курсу або елерони в залежності від каналу стабілізації, літальний апарат 6, датчик кута 7, датчик кутової швидкості 8, адаптивний контур 9, перший перетворювач 10, другий перетворювач 11, третій перетворювач 12, попередній обчислювач 13. Вихід задатчика 1 з'єднаний з входом обчислювача 2. Вихід обчислювача 2 через підсилювач 3 і рульову машину 4 з'єднаний з органом управління 5, вихід якого з'єднаний з літальним апаратом 6. Перший та другий виходи літального апарата відповідно через датчик кута 7 і датчик кутової швидкості 8 з'єднані с першим та другим входами попереднього обчислювача 13. Вихід рульової машини 4 через перший перетворювач 10 з'єднаний з входом адаптивного контура 9, перший та другий виходи якого відповідно через другий 11 і третій 12 перетворювачі з'єднані з третім та четвертим входами попереднього обчислювача 13, перший та другий виходи якого з'єднані з входами обчислювача 2. Принцип дії системи стабілізації безпілотного літального апарата розглянемо на прикладі системи кутової стабілізації по тангажу и. У залежності від програми польоту в обчислювач 2 від задатчика 1 поступає сигнал, пропорційний заданому 65285 4 значенню кута тангажа 3 . На виході обчислювача 2 виробляється сигнал управління згідно з законом:  i упр  k   (  3 )  k    ,  (2)  , виробляються з виходів датчиде сигнали  і  ків кута 7 і датчика кутової швидкості 8. Після підсилення в підсилювачі 3, сигнал управління за допомогою рульової машини 4 змінює положення рульового органу 5. У даному випадку - це руль висоти. Під дією аеродинамічного моменту Mz , що обумовлений поворотом руля висоти літальний апарат 6 починає обертатися навколо поперечної осі Z з кутовою швидкістю  z   і після перехідного режиму займає кутове положення   3 . Однак оскільки датчики кута 7 і кутової швидкості 8 закріплені на корпусі літального апарата 6, то їх чутливі елементи сприймають усі збурення і коливання його корпусу. Таким чином у вихідних сигналах датчиків 7 і 8 з'являються відповідні похибки:   (3)     f i     f , З метою знешкодження похибок система охоплена зворотнім зв'язком з адаптивним контуром, принцип дії якого пояснюється на фіг.2. Так, наприклад, якщо з виходу датчика кута знімається сигнал, пропорційний     f , то з виходу, з'єднаного з другим виходом адаптивного контура 9 знімається сигнал, пропорційний куту  . Згідно з алгоритмом дії попереднього обчислювача 13 на його першому виході, формується сигнал, пропорційний (  f )  (  f  )   , (4) Аналогічно на другому виході попереднього обчислювача сформується сигнал:     (  f )  (  f  )   , (5) Таким чином, відхилення рульової машини 4 на величину pп здійснюється згідно з формулою (1) без впливу збурень і похибок, що значно підвищує точність стабілізації за вибраним каналом (крену, курса або тангажа). При цьому динаміка адаптивного контура 9 відповідає ідеальній характеристиці літального апарата, а вихідний вал рульової машини 4 має достатньо велику жорсткість, що не дозволяє передавати коливання корпусу ЛА на орган управління 5. При таких умовах перший 10, другий 11 і третій 12 перетворювачі не підлягають впливу збурень і похибок, а їх вихідні сигнали служать у якості еталонних як основи функціонування цієї системи і забезпечення високої точності і якості системи стабілізації. 5 Комп’ютерна верстка Л. Ціхановська 65285 6 Підписне Тираж 23 прим. Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601