МНОГОПОЗИЦИОННЫЙ АВТОМАТИЧЕСКИЙ РЕГУЛЯТОР СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ

Полезная модель относится к области систем автоматического управления подвижных объектов и может быть использована в системах автоматического управления беспилотных летательных аппаратов, подверженных воздействию интенсивных возмущений.
Известна астатическая система регулирования, содержащая два блока однополярных интеграторов, исполнительный механизм с ограничением как выходной координаты, так и скорости ее изменения, подвижный объект регулирования, два параллельно соединенных между собой блока сравнения и сумматор, к одному входу которого подключена цепь входного (задающего) сигнала, а к другому входу подсоединена цепь обратной связи астатической системы регулирования [1]. Выход сумматора связан через параллельно соединенные между собой два блока однополярных интеграторов с входами исполнительного механизма, выход которого подключен через два блока сравнения с управляющими входами однополярных интеграторов. При подаче входного сигнала астатической системы регулирования с выхода сумматора сразу формируется через блоки сравнения управляющий сигнал, с помощью которого включаются в работу все однополярные интеграторы. Выходные сигналы интеграторов с суммарной большой амплитудой отрабатываются исполнительным механизмом с наибольшей скоростью. По мере движения объекта регулирования уменьшается сигнал рассогласования на выходе сумматора и происходит отключение однополярных интеграторов, что обеспечивает высокое быстродействие астатической (первого порядка) системы регулирования.
Недостаток известной астатической системы регулирования состоит в том, что при появлении в задающем сигнале интенсивной гармонической помехи управляемые однополярные интеграторы будут ее усиливать, что свидетельствует о невысокой помехозащищенности этой известной системы регулирования.
Наиболее близким известным техническим решением в качестве прототипа является устройство регулирования систем с ограничением, содержащее два, параллельно соединенных между собой, суммирующих однополярных интегратора, и последовательно соединенные сумматор на два входа, исполнительный элемент с зоной ограничения выходной координаты, объект регулирования и управляемый усилитель цепи обратной связи, выход которого подключен к одному входу каждого однополярного интегратора, к другим входам которых подсоединена цепь входного сигнала, выходы суммирующих однополярных интеграторов связаны с входами сумматора на два входа [2]. С помощью порогового элемента (реле), подключенного к выходу сумматора, ступенчато изменяется коэффициент усиления управляемого усилителя цепи обратной связи, что обеспечивает высокое быстродействие автоматической системы с ограничением при отработке ступенчатого входного (задающего) сигнала и сохраняет астатизм первого порядка по отношению к входу.
Недостаток прототипа заключается в том, что при изменении аэродинамических характеристик летательного аппарата, выбранного в качестве объекта регулирования, его не только передаточная функция будет существенно отличаться от заранее принятой передаточной функции интегрирующего звена, но и структурная схема объекта регулирования претерпит существенные вариации, и двух ступенчатое изменение коэффициента передачи управляемого усилителя цепи обратной связи под действием порогового элемента не приведет в полной мерее к повышению быстродействия автоматической системы управления летательного аппарата.
Целью полезной модели является расширение функциональных возможностей автоматического регулятора летательного аппарата путем формирования многоуровневого управляющего сигнала при изменении в широком диапазоне аэродинамических характеристик и структурной схемы объекта регулирования.
Сущность полезной модели состоит в том, что, кроме известных и общих отличительных признаков, а именно: двух, параллельно соединенных между собой, суммирующих однополярных интеграторов, и последовательно соединенных сумматора на два входа, исполнительного элемента с зоной ограничения выходной координаты, объекта регулирования и управляемого усилителя цепи обратной связи, выход которого подключен к одному входу каждого однополярного интегратора, к другим входам которых подсоединена цепь входного сигнала, выходы суммирующих однополярных интеграторов связаны с входами сумматора на два входа, предлагаемый многопозиционный автоматический регулятор системы управления летательным аппаратом, содержит управляемый блок n источников задающих сигналов и последовательно соединенные аналого-цифровой преобразователь, блок ввода, модель исполнительного элемента с зоной ограничения выходной координаты, модель объекта регулирования и блок вывода, выход которого подключен к управляющему входу блока n источников задающих сигналов, n выходов которого связаны с управляющими входами усилителя цепи обратной связи.
Новизна предлагаемого многопозиционного автоматического регулятора системы управления летательным аппаратом заключается в том, что он содержит управляемый блок n источников задающих сигналов и последовательно соединенные аналого-цифровой преобразователь, блок ввода, модель исполнительного элемента с зоной ограничения выходной координаты, модель объекта регулирования и блок вывода, выход которого подключен к управляющему входу блока n источников задающих сигналов, n выходов которого связаны с управляющими входами усилителя цепи обратной связи, что обеспечивает расширение функциональных возможностей автоматического регулятора летательного аппарата путем формирования многоуровневого управляющего сигнала при изменении в широком диапазоне аэродинамических характеристик и структуры объекта регулирования.
Функциональная схема предлагаемого многопозиционного автоматического регулятора системы управления летательным аппаратом изображена на чертеже, где обозначено:
1 - блок двух параллельно соединенных между собой суммирующих однополярных интеграторов (блок интеграторов);
2 - сумматор на два входа;
3 - исполнительный элемент с зоной ограничения выходной координаты;
4 - объект регулирования;
5 - бортовая ЭВМ;
6 - аналого-цифровой преобразователь;
7 - блок ввода;
8 - модель исполнительного элемента с зоной ограничения выходной координаты;
9 - модель объекта регулирования;
10 - блок вывода;
11 - источник электрического питания;
12 - управляемый блок n источников задающих сигналов;
13 - управляемый усилитель цепи обратной связи.
В исходном положении выходы блока интеграторов 1 подключены через последовательно соединенные сумматор 2 и исполнительный элемент 3 к входу объекта регулирования 4. В состав бортовой ЭВМ 5 входит аналого-цифровой преобразователь 6, вход которого связан с выходом сумматора 2. Выход аналого-цифрового преобразователя 6 подключен через блок ввода 7, модель исполнительного элемента 8 и модель объекта регулирования 9 к входу блок вывода 10. Источник электрического питания 11 связан через управляемый блок n источников задающих сигналов 12 с соответствующими n управляющими входами усилителя цепи обратной связи 13. Управляющий вход блока n источников задающих сигналов подсоединен к выходу блока вывода 10.
Предлагаемый многопозиционный автоматический регулятор системы управления летательным аппаратом работает следующим образом.
Входной сигнал, состоящий из полезной медленно изменяющейся, например, ступенчатой, составляющей и быстро изменяющейся составляющей, например, помехи, поступает на суммирующие входы однополярных интеграторов 1.
В зависимости от полярности входного сигнала один из интеграторов интегрирует и накапливает сигнал, а другой в это время является элементом с нулевым коэффициентом передачи, так как в цепях обратной связи интеграторов включены диоды в разных направлениях. Блок однополярных интеграторов 1 обеспечивает астатизм первого порядка по отношению к входному ступенчатому сигналу и фильтрацию (подавление) помехи.
Далее проинтегрированный сигнал после сумматора 2 поступает как на вход аналого-цифрового преобразователя 6 бортовой ЭВМ 5, так и на вход исполнительного элемента 3 с зоной ограничения его выходной координаты. Зона ограничения (ограничительные упоры) исполнительного элемента 3 предусмотрена для исключения чрезмерных перегрузок объекта регулирования 4, каким является, например, беспилотный летательный аппарат. Выходной сигнал объекта регулирования 4 через управляемый усилитель 13 цепи обратной связи поступает на входы блока однополярных интеграторов 1, где осуществляется компенсация входного (задающего) сигнала.
Наличие блока однополярных интеграторов 1 в прямом канале автоматического регулятора приводит к появлению известного обязательного перерегулирования, которое увеличивает время переходного процесса, вызывает нежелательное явление насыщения исполнительного механизма 3 с зоной ограничения, то есть блок интеграторов 1 приводит к снижению быстродействия автоматического регулятора.
Для исключения этого нежелательного явления перерегулирования в прототипе с помощью порогового релейного элемента, подключенного к выходу сумматора 3, увеличивалась в два раза глубина отрицательной обратной связи, что обеспечивало исключение упомянутого выше нежелательного перерегулирования и повышение быстродействия системы автоматического управления, объектом регулирования 4 которой являлось интегрирующее звено. В процессе полета летательного аппарата в качестве объекта регулирования 4 его передаточная функция и структурная схема могут существенно изменяться. Известное в прототипе двухступенчатое изменение глубины отрицательной обратной связи не приводит к улучшению быстродействия автоматического регулятора, объектом регулирования которого является динамическое звено, передаточная функция и структура которого отличается существенно от интегрирующего звена.
В предлагаемой системе автоматического регулирования летательного аппарата с изменяющейся аэродинамикой сигнал рассогласования между входным (задающим) и выходным сигналом объекта регулирования 4, формируемый на выходе сумматора 2, поступает на вход бортовой ЭВМ 5, где с помощью аналого-цифрового преобразователя 6 представляется дискретным и направляется на вход блока ввода 7.
Выходной сигнал блока ввода 7 проходит через модели исполнительного элемента 8 и объекта регулирования 9 на вход блока вывода 10 бортовой ЭВМ 5. Выходной сигнал блока вывода 10 поступает на управляющий вход блока 12 n источников задающих сигналов, выходные сигналы которого задают режим усиления (глубину обратной связи) усилителя 13 цепи обратной связи с учетом аэродинамических характеристик и особенностей режима полета летательного аппарата.
Промышленная осуществимость заявленной полезной модели обосновывается тем, что в ней использованы известные в аналоге и прототипе узлы и блоки по своему прямому функциональному назначению. В организации - заявителе изготовлена модель многопозиционного регулятора в 2009 году.
Положительный эффект от использования полезной модели состоит в том, что расширяются не менее чем на 20…30% функциональные возможностей автоматического регулятора летательного аппарата путем формирования многоуровневого управляющего сигнала при изменении в широком диапазоне аэродинамических характеристик и структурной схемы объекта регулирования.
Источники информации:
1. Авт. свид. СССР №842708, Астатическая система регулирования, МПК G05В 11/36, приоритет: 12.05.1978 г. (аналог).
2. Авт. свид. СССР №1040464, Устройство регулирования систем с ограничением, МПК G05B 11/01, приоритет: 27.06.1975 г. (прототип).