Спосіб формування сигналів одноканального керування літального апарата, що обертається за креном

1. Спосіб формування сигналів одноканального керування літального апарата, що обертається за креном, який включає вимірювання поточного кута крену ( g ) літального апарата, оцінку кутової швидкості крену ( wo ), вироблення поправки на 2 3 83707 Винахід відноситься до систем керування безпілотних літальних апаратів (ракет), що наводяться у лазерному промені. Широко відомі способи керування безпілотних літальних апаратів (ракет), що обертаються за креном, і які наводяться у лазерному промені. Так, у способі [1] керувальний сигнал формують шляхом модуляції лазерного випромінювання, пропорційного відхиленню ракети від осі лазерного променя, перетворення цього сигналу з нерухомої системи координат в систему координат, пов’язану з ракетою, обмеження і подачі команд керування на привод. Недоліком способу формування команд керування [1] тільки по відхиленню ракети від осі лазерного променя є неможливість забезпечення високої якості процесу регулювання, необхідної швидкодія, а, отже, і високої точності наведення. У способі [2] підвищення якості стабілізації ракети при наведенні на ціль забезпечують двоканальним самоналагоджувальним автопілотом шляхом введення у керувальний сигнал, що поступає на привод, фазового випередження. Проте при цьому способі не оцінюється такий важливий параметр ракети, як швидкість її наближення до заданої траєкторії, який, поза сумнівом, здійснює вплив на фазу і амплітуду відхилення руля. Внаслідок цього неможливо забезпечити високу динаміку процесу керування і якість перехідних процесів. Крім того, спосіб [2] не припускає його реалізацію при одноканальному автопілоті. У способі аналога [3] запропонована система керування літальним апаратом, що обертається, на основі регулятора змінної структури. Дійсно, використання регулятора змінної структури, на вхід якого поступає сигнал, пропорційний відхиленню ракети від заданої траєкторії, дозволяє більш точно оцінювати фазовий стан процесу регулювання, а також враховувати не тільки значення відхилення, але і непрямим чином швидкість його зміни. Недоліком системи керування за способом аналога [3] є підвищена складність її реалізації унаслідок великої кількості функціональних елементів, що використовуються. Крім того, в системі керування відсутній пристрій корекції фази, що підвищує вимоги до швидкодії приводу. Як найближчий аналог (прототип) вибраний спосіб формування сигналів керування боєприпасу, що обертається за креном [4]. Спосіб прототипу [4] дозволяє уводити необхідне фазове випередження ( D g ), залежне від частоти обертання безпілотних літальних апаратів за креном, у виконавчий елемент системи керування - рульовий привод - як при двоканальному, так і при одноканальному керуванні. Проте структура сигналів керування по тангажу і рисканню способу прототипу [4] аналогічна структурі сигналів, що використовуються у способах [1, 2]. Це, у свою чергу, не дозволяє забезпечити високі динамічні характеристики і якість перехідних процесів в замкнутому контурі керування, і, отже, не дозволяє отримати високу точність наведення. 4 В основу винаходу поставлена задача підвищення точності наведення безпілотного літального апарату (ракети), що обертається за креном, і який наводиться у лазерному промені, шляхом підвищення якості функціонування і поліпшення швидкодії контура керування безпілотного літального апарату, що досягається за рахунок врахування у структурі керувального сигналу спектру сигналів (величин сигналів), які додатково вводяться, а саме сигналу, пропорційного відхиленню літального апарату від заданої траєкторії, сигналу, пропорційного його градієнту, а також сигналу, пропорційного інтегралу від нього. Вказана задача досягається тим, що у способі формування сигналів одноканального керування літального апарату, що обертається за креном, який включає вимірювання поточного кута крену ( g ) літального апарату, оцінку кутової швидкості крену ( w0 ), вироблення поправки на коректування фази сигналу ( D g ), що поступає на виконавчий рульовий привод, здійснення синусно-косинусного перетворення сигналу керування, викликаного відхиленням літального апарату від заданої траєкторії з урахуванням корекції фази сигналу керування, новим є те, що, вимірюють величину сигналу, пропорційного величині відхилення ( D Х) літального апарату від заданої траєкторії, і лінійно посилюють його, одержуючи в результаті значення посиленого сигналу відхилення літального апарату від заданої траєкторії (Uo), задають значення поточного порогового рівня величини сигналу відхилення літального апарату від заданої траєкторії (Uo), одержуючи в результаті величину сигналу (Uпop), ди ференціюють величину сигналу відхилення (Uo), одержуючи в результаті величину сигналу, пропорційного градієнту величини відхилення літального апарату від заданої траєкторії (U1), інтегрують величину си гналу відхилення літального апарату від заданої траєкторії (Uo), одержуючи в результаті значення сигналу (U2), а величину одноканального результуючого сигналу (U) визначають шляхом додавання до величини сигналу відхилення літального апарату від заданої траєкторії (U0) величини сигналу, пропорційного градієнту цього відхилення (U1), а також величини сигналу, пропорційного величині проінтегрованого сигналу від цього відхилення (U2), причому сигнал, пропорційний величині проінтегрованого сигналу відхилення літального апарату від заданої траєкторії (U2), не враховують, якщо поточне абсолютне значення сигналу відхилення літального апарату від заданої траєкторії (Uo) не перевищує значення . e Uпop, де e - безрозмірний коефіцієнт, що характеризує допустиме відхилення літального апарату від заданої траєкторії. Сигнал, пропорційний величині проінтегрованого сигналу відхилення (U2), не враховують при визначенні величини одноканального результуючого сигналу (U) при одночасному виконанні співвідношень U0 £ e × Uпор, U0 × U1 £ 0, U0 × U2 ³ 0 , 5 83707 6 де |Uo| - абсолютне значення величини сигнавеличині проінтегрованого сигналу від цього відлу, пропорційного величині відхилення літального хилення (U2). апарату від заданої траєкторії, В. Причому сигнал, пропорційний величині проінВеличину коефіцієнта, що характеризує допутегрованого сигналу розузгодження (U2), не врахостиме відхилення літального апарату від заданої вують, якщо поточне значення сигналу відхилення літального аппарату від заданної траєкторії (Uo) траєкторії ( e ), приймають рівною 0,1. при визначеному полярностей сигналів Uo, U1 і U2 Перераховані ознаки способу складають сутне перевующує значення ність винаходу. Наявність причинно-наслідного зв’язку між суe × Uпор , купністю істотних ознак винаходу і те хнічним реде e - коефіцієнт, що характеризує допустиме зультатом, що досягається, полягає у наступному. відхилення літального апарату від заданої траєкУведення сигналу, пропорційного градієнту торії (приймають e =0,1). величини сигналу відхилення ( D Х) літального тобто керувальний сигнал (U) формують по апарату від заданої траєкторії (розузгодження), у слідуючій залежності: керувальний сигнал системи керування істотно U=Uo+U2+Кну.U2, підвищує її швидкодію, а також забезпечує необде Кну - коефіцієнт посилення сигналу нелінійхідні запаси стійкості як по амплітуді, так і по фазі. ного підсилювача (НП), який формують згідно із У свою чергу, використання сигналу, пропорзаконом: ційного інтегралу від величини сигналу відхилення ( D Х) лі тального апарату від заданої траєкторії, зменшує статичн у помилку при відробітку поточного розузгодження ( D Х) шляхом внесення астатизма в систему керування. Для збільшення швидкодії при малих розузгодженнях ( D Х), сумірних з амплітудою виникаючих шумів, і при русі центру мас ракети у бік подальшого зменшення розузгодження, інтегратор відключають. Це перешкоджає „затягуванню” (збільшенню тривалості) перехідних процесів при відпрацюванні управляючих сигналів, підвищує демпфування і швидкодію, а також знижує коливальність перехідних процесів у системах керування. Структурна схема системи керування літальним апаратом, за допомогою якої реалізується пропонований спосіб, показана на Фіг. 1. Вона включає розташовані паралельно підсилювач (П), диференціюючий пристрій (ДП) і інтегруючий пристрій (ІП), а також нелінійний підсилювач (НП), суматор ( å ), синусно-косинусний перетворювач (СКП), коректор фази (КФ) датчик кута крену (ДКК) і рульовий привод (РП). Спосіб реалізують за допомогою вищеописаної схеми таким чином. Вимірюють величину сигналу, пропорційного величині відхилення ( D Х) лі тального апарату від заданої траєкторії (тобто розузгодженню), і лінійно посилюють його, набуваючи в результаті значення посиленого сигналу розузгодження (Uo). Задають значення поточного порогового рівня (Uпop) величини сигналу розузгодження (Uo), тобто значення Uпop пропорційно максимальному значенню величини сигналу розузгодження ( DXmax =2,5м). Після цього диференціюють величину сигналу розузгодження (Uo), одержуючи в результаті величину сигналу, пропорційного градієнту величини розузгодження (U1), а також інтегрують величину сигналу розузгодження (Uo), набуваючи в результаті значення сигналу (U2). Одноканальний результуючий (керувальний) сигнал (U) визначають шляхом додавання до величини сигналу розузгодження (Uo) величини сигналу, пропорційного градієнту цього відхилення (U1), а також величини сигналу, пропорційного ì0, якщо Uo £ e × D Uпор , Uo × U1 £ 0, Uo × U 2 ³ 0, ï Кну = í1,в іншомувипа дку, ï î де |Uo| - абсолютне значення величини сигналу, пропорційного величині відхилення літального апарату від заданої траєкторії ( D Х), В. Таким чином, сигнал, пропорційний величині проінтегрованого сигналу від розузгодження (U2), не враховують, коли абсолютне значення величини сигналу розузгодження |Uo| не перевищує 10% від максимальної величини сигналу розузгодження (Uпop), а знак величини сигналу розузгодження (Uo) є протилежним знаку його градієнта розузгодження (U1), але співпадає із знаком величини проінтегруваного сигналу розузгодження (U2). Після цього сформований керувальний сигнал (U) подають на синусно-косинусний перетворювач (СКП), за допомогою якого виробляють команди керування на рульовий привод (РП) з урахуванням того, що вводиться у процесі польоту в коректорі фази (КФ) змінного значення фазового випередження D g , яке залежить від частоти обертання безпілотного літального апарату за креном ( g поточний кут крену). Принцип роботи коректора фази (КФ) полягає в наступному. У польоті при обертанні ракети датчик кута крену (ДКК) видає поточне значення кута крену g = wo .t, де wo - кутова швидкість крену, t час. Аналізатор кутової швидкості (на Фіг. 1 не показано) по сигналу g визначає кутову швидкість wo й у відповідності з таблицею виправлень (не показано) видає сигнал з корекції фази у синуснокосинусний перетворювач (СКП). При малих помилках величини розузгодження D Х на синусно-косинусний перетворювач (СКП) подають керувальний сигнал, рівний U=Uo+U1 (тобто U2=0). Таким чином, структура керувального сигналу (U), що змінюється, дозволяє забезпечити високу швидкодію і задану якість керування, а отже, і високу точність наведення. Пропонованій спосіб формування сигналів одноканального керування безпілотного літального апарату, що обертається за креном, був апробований на макетних зразках на стенді при виконанні 7 83707 8 ДКР у державному підприємстві «ДержККБ «Луч» 3. Система керування обертовим літальним протягом 2005-2006рр, і показав високу ефективаппаратом. UA №64669А, 2004. МПК 8 F42B15/01. ність і надійність, а також дозволив забезпечити 4. Способ формирования сигналов управлевисоку точність наведення безпілотних літальних ния вращающегося по крену боеприпаса и способ апаратів. его изготовления. RU №2235284, 2004. МПК 8 Джерела інформації: F42B 15/00. 1. Способ формирования команд управления 5. Спосіб керування літальним апаратом та вращающейся ракетой, наводящейся по лучу, и зміни його аеродинамічного компонування і систеустройство для его осуществления. RU ма керування. UA №49095, 2005. МПК 8 F42B №97103073, 1999. МПК 8 F41G7/00, F41G7/24. 15/01. 2. Двухканальный самонастраивающийся автопилот для вращающейся по крену ракеты RU №2177170, 2001. МПК 8 G05D1/00, В64С 13/02. Комп’ютерна в ерстка В. Клюкін Підписне Тираж 28 прим. Міністерство осв іт и і науки України Держав ний департамент інтелектуальної в ласності, вул. Урицького, 45, м. Київ , МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислов ої в ласності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601