Система керування обертовим літальним апаратом

Система керування, яка містить горизонтальний і вертикальний канали керування, що включають два коригувальних фільтри, два підсилювачі з керуючими входами, формувач сигналу компенсації сили тяжіння, перший суматор, входи якого підключені до виходу другого коригувального фільтра і формувача сигналу компенсації сили тяжіння, а вихід - до входу другого підсилювача, синусно-косинусний перетворювач і гіроскоп крену з відповідними зв'язками, граничний пристрій, другий суматор, блок множення, інтегратор, вхід якого підключений до виходу другого коригувального пристрою, а C2 2 64669 1 3 64669 кутови х швидкостей і датчиків поперечних лінійних прискорень ЛА, що традиційно використовуються для поліпшення якості процесу стабілізації на траєкторії. Стабілізація статично стійких ЛА здійснюється шляхом відпрацювання поточних відхилень його центра мас від заданої траєкторії польоту і за рахунок природного аеродинамічного демпфування. Оскільки власний демпфувальний момент коливань відносно поперечних осей таких ЛА незначний, щоб уникнути виникнення резонансних явищ у систему керування вводиться фільтр"пробка", що придушує складові сигналу керування на частоті власних коливань ЛА. При застосуванні ЛА на великі дальності його лінійна швидкість змінюється в широких межах, що приводить до значних змін динамічних характеристик ЛА як об'єкта керування. Тому, для забезпечення необхідних запасів стійкості й одержання необхідної точності стабілізації, параметри каналів керування повинні змінюватися протягом усього часу польоту. Оскільки основним режимом є горизонтальний політ, для зменшення впливу збурювальної сили тяжіння у вертикальний канал алгоритму керування вводиться перемінний сигнал компенсації сили тяжіння, що пропорційний куту відхилення аеродинамічних рулів, необхідному для горизонтального польоту ЛА. Вхідним сигналом системи керування є поточне значення відхилення ЛА від заданої траєкторії - сигнал помилки. Для забезпечення виконання умов стійкості системи стабілізації ЛА та одержання необхідної якості процесу регулювання в контур керування вводять коригувальні фільтри. Відомий спосіб корекції за допомогою диференцюючих пристроїв ([1], стор.325-327), з використанням пропорційно-диференцюючого регулятора (ПД-регулятора). Однак система стабілізації ЛА, що використовує ПД-регулятор, має наступні істотні недоліки: - вона є статичною по відношенню такому збурювальному впливу як сила тяжіння. Тому, викликані різними факторами (наприклад, відхиленнями від розрахункових значень швидкості польоту ЛА) по хибки визначення і реалізації команди компенсації сили тяжіння, яка змінюється під час польоту, приводять до виникнення статичних помилок, що погіршує точність наведення ЛА; - при застосуванні ЛА по цілям, що р ухаються з постійною швидкістю, виникає статична помилка по керуючому сигналу, значення якої залежить від дальності і швидкості руху цілі, що приводить до погіршення точності наведення ЛА; - при використанні ЛА по цілям, що рухаються з постійним прискоренням (наприклад, роблять маневр "Скачок з укриття в укриття") установча помилка стабілізації теоретично прагне до нескінченності, а практично може досягати неприпустимих значень. Це приводить до неможливості застосування ЛА в даній ситуації. 4 Аналіз показує, що приведені вище недоліки можуть бути усун уті шля хом введення в систему стабілізації ЛА додаткового ступеня астатизму. Ця задача може бути вирішена при застосуванні відомого способу корекції за допомогою інтегродиференцюючих пристроїв ([1], стор.330-332). У такому випадку коригувальні пристрої являють собою пропорційно-інтегро-диференцюючі регулятори (ПІД-регулятори). При застосуванні ПІД-регулятора система стабілізації астатична до впливу сили тяжіння, і при застосуванні ЛА по нерухомим цілям і цілям, що р ухаються з постійною швидкістю, помилка також прямує до нуля. При застосуванні виробу по цілям, що рухаються з постійним прискоренням, значення статичної помилки, що залежить від прискорення і дальності до цілі, у заданих умовах застосування не перевищує припустимих значень. Таким чином, при коректному виборі змінних в часі параметрів системи керування використання ПІД-регулятора дозволяє одержати задовільну якість стабілізації ЛА при його застосуванні як по нерухомим, так і по цілям, що маневрують. Однак застосування в системі керування ЛА ПІД-регулятора веде до збільшення часу перехідного процесу в порівнянні з варіантом використання ПД-регулятора. Особливо яскраво дане явище виявляється при малих швидкостях польоту ЛА, коли через погіршення його динамічних характеристик для забезпечення необхідних запасів стійкості доводиться вибирати низькі значення наскрізного коефіцієнта передачі системи стабілізації. У таких випадках час, необхідний для стабілізації ЛА на заданій траєкторії при застосуванні ПІД-регулятора, може бути в кілька разів більший ніж його значення при застосуванні ПД-регулятора. Оскільки низька швидкість польоту характерна для великих дальностей застосування ЛА, даний ефект збільшує кінцевий промах і знижує імовірність влучення в ціль. Таким чином, виникає необхідність у системі керування ЛА, що забезпечує контур у стабілізації такий же ступінь астатизму, як при застосуванні ПІД-регулятора, і при цьому мінімізує час, необхідний для стабілізації ЛА на заданій траєкторії. Відомий спосіб поліпшення характеристик різних динамічних систем шляхом побудови системи керування (СК) з перемінною структурою [2]. Однак у даному способі оптимізація траєкторії руху здійснюється за допомогою стрибкоподібних змін коефіцієнта підсилення СК в залежності від поточного фазового стану системи, що не завжди дозволяє одержати бажані динамічні характеристики системи стабілізації ЛА на заданій траєкторії. Крім того, у випадку використання у якості виконавчого елемента системи керування електричного слідкуючого рульового приводу стрибкоподібна зміна коефіцієнта підсилення приводить до збільшення споживання струму і, як наслідок, до погіршення габаритно-масових параметрів системи керування. 5 64669 Відома адаптивна система керування із змінною структурою [3], що дозволяє використовува ти як виконавчі органи інерційні електричні приводи. Недоліком даної системи керування є те, що для організації "наскрізного" режиму її роботи, необхідно також стрибкоподібне переключення керуючого сигналу, що несприятливо позначається на роботі електроприводу рулів ЛА. Крім того, реалізація такої системи на пасивних чотириполюсниках є досить складною. Як прототип обрана двоканальна система керування ЛА [4], що включає два коригувальних фільтри, два підсилювачі сигналів керування з керуючими входами, формувач сигналу компенсації сили тяжіння, синусно-косинусний перетворювач, гіроскоп крену, два рульових приводи, пристрій відключення одного з рульових приводів по заданому рівні сигналу керування. Дана система керування, що має традиційні коригувальні фільтри у ви гляді інтегродиференцюючих ланок, хоча і дозволяє змінювати ефективність органів керування на траєкторії, але не забезпечує необхідної точності наведення ЛА в широких умовах його бойового застосування, наприклад при складному маневрі цілі з постійним чи змінним прискоренням при малій швидкості ЛА. В основу винаходу поставлено задачу створити систему керування ЛА, яка дозволяє змінювати структур у системи керування [4] шляхом зміни ПД- і ПІД-регуляторів при формуванні сигналу керування в кожнім із двох каналів для забезпечення необхідної ступені астатизму системи та підвищення її динамічних характеристик та точності. Зазначена задача досягається тим, що у відому систему керування, що містить горизонтальний і вертикальний канали керування, які включають два коригувальних фільтри, два підсилювачі з керуючими входами, формувач сигналу компенсації сили тяжіння, перший суматор, входи якого підключені до виходу другого коригувального фільтра і формувача сигналу компенсації сили тяжіння, а вихід - до входу другого підсилювача, синусно-косинусний перетворювач і гіроскоп крену з відповідними зв'язками, граничний пристрій, другий суматор, блок множення, інтегратор, вхід якого підключений до виходу другого коригувального пристрою, а вихід - до першого входу другого суматора, другий вхід якого - до виходу формувача сигналу компенсації сили тяжіння, вихід другого суматора з'єднаний із входом граничного пристрою, вихід якого підключений до керуючих входів підсилювачів і до першого входу блоку множення, другий вхід якого підключений до другого виходу синусно-косинусного перетворювача (СКП), вихід блоку множення з'єднаний із другим рульовим приводом, а перший вихід СКП - з першим рульовим приводом, замість звичайних коригувальних фільтрів у кожний з каналів керування введені регулятори перемінної структури, кожний з яких включає диференцюючий пристрій, інтегруючий пристрій, два ключових пристрої з трьома входами, що акумулюючий 6 пристрій та суматор з чотирма входами, причому вхід регулятора підключений до першого входу суматора і до входу диференцюючого пристрою, а також до перших входів ключових пристроїв, причому вихід першого ключового пристрою з'єднаний із входом інтегратора, а другого - із другим входом суматора, вихід диференцюючого пристрою підключений до третього входу суматора і до других входів ключових пристроїв, вихід інтегр уючого пристрою підключений до третього входу другого ключового пристрою і через акумулюючий пристрій - до четвертого входу суматора. Структурна схема системи керування з регулятором перемінної структури показана на фіг.1. На вхід регуляторів перемінної структури надходять відхилення ЛА від заданої траєкторії, на виході яких формуються керуючі сигнали, що потім перетворюються за допомогою синуснокосинусного перетворювача і гіроскопа крену в задані кути відхилення рулів ЛА по дво х каналах керування. У залежності від швидкості польоту й ефективності рулів один із вхідних сигналів слідкуючого приводу може вимикатися (вмикатися) по команді граничного пристрою. Структурна схема регулятора перемінної структури показана на фіг.2. Оскільки регулятори перемінної структури у вертикальному і горизонтальному каналах керування ідентичні, на структурній схемі вхідні сигнали Yвід і Zвід (фіг.1) позначені як Х1 . Регулятор перемінної структури містить диференцюючий пристрій 1, два ключових пристрої з трьома входами 2, інтегруючий пристрій 3, акумулюючий пристрій 4, суматор з чотирма входами 5. Вхід регулятора перемінної структури з'єднаний з першим входом суматора 5, входом диференцюючого пристрою 1, першим входом ключового елемента 21 і другим входом ключового елемента 22. Вихід диференцюючого пристрою 1 з'єднаний із другими входами підсумовуючого пристрою 5 і ключового пристрою 2і, а також із третім входом ключового пристрою 22. Вихід ключового пристрою 21 підключений до входу інтегруючого пристрою 3, вихід якого з'єднаний із третім входом ключового пристрою 21, входом акумулюючого пристрою 4 і з першим входом ключового пристрою 22, ви хід якого підключений до третього входу суматора 5. Вихід акумулюючого пристрою 4 з'єднаний з четвертим входом суматора 5. Параметри диференцюючого пристрою 1 і інтегруючого пристрою 3 вибираються, виходячи з умов забезпечення необхідних запасів стійкості системи стабілізації таким чином, щоб високочастотні гілки амлітудно-фазових характеристик розімкнутої системи стабілізації збігалися при роботі схеми як у режимі ПІД-, так і в режимі ПД-регулятора, без переключення значень коефіцієнта підсилення системи стабілізації. Схема регулятора працює таким чином. На входи ключового елемента 21 поступають сигнали: 7 64669 - X1 , що відповідає поточному відхиленню ЛА від заданої траєкторії (сигнал помилки); - X 2 , пропорційний швидкості зміни сигналу помилки; - X 3 , пропорційний інтегралу від сигналу помилки. Коефіцієнт передачі ключового пристрою 21 формується за законом: ì0, якщо ( X1 × X2 0 );і ( Х 2 0) i ( X1 × X 3 < 0); X4 = í îX 3 , інше. Одночасно з цим сигнал X 3 надходить на вхід акумулюючого пристрою 4, яке у задані моменти часу оновлює значення свого вихідного сигналу X 5 і обнуляє вміст інтегр уючого пристрою 3 у залежності від часу польоту, тобто якщо t = i × t , де i = 1,2,3 ... , то X 5i = X 5i-1 + X3 і X3 = 0 , де t - розрахунковий період коливань ЛА щодо заданої траєкторії. Застосування акумулюючого пристрою дозволяє уникнути втрати необхідного ступеня астатизму системи стабілізації ЛА і зменшити амплітуду стрибкоподібної зміни вхідних сигналів, що подаються на виконавчі органи - рульові приводи. Сигнали X1 , X 2 , X 4 , X 5 надходять на входи підсумовуючого пристрою, що формує ви хідний сигнал регулятора перемінної структури X 6 : X6 = X1 + X2 + X4 + X5 . Очевидно, що в залежності від поточних значень фазових координат стану ЛА X1 , X 2 , X 3 , приведена схема працює в режимі як ПІД-, так і ПД-регулятора. Коректний вибір параметрів ПІД-регулятора і коефіцієнта K , що входить в алгоритм роботи перемикача 21, дозволяють одержати близькі до оптимальних траєкторії зображуючої точки у фазовому просторі координат стану ЛА. Це приводить до істотного скорочення часу, який необхідний для стабілізації ЛА на заданій траєкторії в різних режимах польоту, без втрати необхідного ступеня астатизму системи стабілізації ЛА. 8 Таким чином, застосування регулятора перемінної структури дозволяє використовувати переваги як ПІД-, так і ПД-регулятора, досягати необхідної якості процесу стабілізації, підвищува ти швидкодію і точність наведення в широких умовах застосування ЛА. Ефективність даної системи керування перевірена математичним і напівнатурним моделюванням і підтверджена експериментально. Джерела інформації: 1. Воронов А.А., Ти тов В.К.,. Новогранов Б. Н. Основы теории автоматического регулирования и управления.- М.: Высшая школа, 1977, 519с. 2. Емельянов С.В. Системы автоматического управления с переменной структурой. - М.: Наука, 1967,336 с. 3. Патент РФ №2130635. 4. Деклараційний патент України №55253 А.