СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ

Полезная модель относится к системам управления подвижных объектов и может быть использована в системах управления летательных аппаратов.
Известны системы управления угловым движением, в которых управляющие воздействия формируются на основе априорной математической модели процессов в системе управления, где в первом полутакте определяется текущее состояние системы, во втором полутакте прогнозируются значения углов, а в начале следующего такта формируется управление, направленное на компенсацию начального отклонения. Такой алгоритм позволяет: в процессе управления уменьшить рассогласование по углу крена, а о рассогласовании по скорости вопрос не рещен 1. Недостатком является невысокая динамическая точность системы, при маневрах, когда рассогласования по угловой скорости, в концах временных интервалов, могут быть значительными.
Наиболее близкой является система управления по крену, построенная по принципу программного управления, содержащая блок формирования координированных управляющих сигналов каналов крена и рысканья, блок исполнительных элементов и объект управления 2. Недостатком этой системы является снижение динамической точности системы в условиях действия различных координатно-параметрических и внещних возмущающих моментов, обусловлено отсутствием обратной связи.
МГ К4ОО6Р 15/46 Система управления
Целью полезной модели является повышение динамической
точности системы программного управления в условиях действия координатно-параметрических и внешних возмуш;аюш,их моментов.
Указанная цель достигается за счет введения принципа замкнутого управления ориентацией и стабилизацией по ускорению, реализованного в виде 2-х замкнутых контуров, каждый из которых содержит угловой акселерометр, сз угматор и интегратор.
На фигуре 1 приведена структурная схема системы управления, содержащая формирователь управляюш;их сигналов, первый 2 и второй 3 сумматоры, первый 4 и второй 5 интеграторы, блок исполнительных элементов 6, объект управления 7, первый 8 и второй 9 угловые акселерометры, расположенные на объекте управления.
Движение объекта управления относительно центра масс рассматривается без учета величин со, о} со и других составляюш,их
при отмеченных допуш;ениях уравнения, записанные, в главных осях инерции OJfjFjZj имеет вид:
+ z,
MY Р + UY ,р  а)у cos«o + 0} sinccQ ;(1)
G) + U ;K  i)j cos«Q-бУу sinttQ; где 0 - балансировочный угол атаки объекта; быстр углов
Ha выходах сумматоров формируются сигналы ошибок:
f/  ij/ Р  ПуСО, (Оу ) ( - проекции угловых скоростей на связанные оси; М 2,MY ,  х- аэродинамические коэффициенты; ( - углы атаки, скольжения, крена. Формирователь управляющих сигналов определяет оптимальную по одействию программу разворота объекта в виде сигналов расчетных х ускорений:  +  /3  -(2)  +   Q.. В уравнениях (2) приняты следующие обозначения: О.  б)у cosofQ + б) sin«Q; Q. u}j cosaQ-o}Ysmc(Q;(3) сго  М yCos«Q +М sinag; (Т М cos «Q - М у sin «Q; U  U cosofQ -Uy sin«Q; и  UY  + U sinaQ. у, 20-С.
UY -
5x  + r  ostto + u sinao;(5)
SY   + C/ costto -1/ sinttQ,
где д, 5y - отклонение исполнительных органов по осям X ,Y  К ,ЛГу ,А -постоянные коэффициенты передачи;
и , / - сигналы на выходах интеграторов.
U   U  dt;(6)
Требуется совершить оптимальный по быстродействию программный разворот объекта из начального положения   Д  О  7о  7о  О в конечное /  0,/  0,7г  0,;  Хг
Система управления работает следующим образом.
В процессе разворота в формирователе управляющих сигналов 1,
рассчитываются программные значения угловых ускорений  и Q ,
которые подаются на вторые входы первого 2 и второго 3 сумматоров соответственно, а на вычитающие первые входы первого 2 и второго 3 сумматора поступают измеренные первым 8 и вторым 9 угловыми
акселерометрами текущие угловые ускорения у и /. Сигналы ошибок п и  С ВЫХОДОВ сумматоров подаются на первый 4 и второй 5 интеграторы
соответственно. Проинтегрированные сигналы ошибок ui/, U подаются на
первый и второй входы блока исполнительных элементов 6, формирующего управляющие моменты U и Uy, прикладываемые к объекту управления 7.
Возникающие в процессе разворота отклонения компенсируется в системе контуром обратной связи по ускорению. При достаточно высоких коэффициентах усиления контура достигается требуемая точность
приближения текущих угловых ускорений у и  к программным у и
QI/ , и как следствие требуемая точность конечного положения.
Система имеет выраженные свойства адаптивности и малой чувствительности к параметрическим, координатным и внешним возмущениям.
Методика расчета параметров контура приведена в 3.
2ё  5
Источники информации:
1.Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика летательных аппаратов. - М.: Паука, 1982.352.С.329-334.
2.Газодинамическое управление движением космического аппарата по крену в атмосфере. Студнев Р.В. Сб.  Управление космическими аппаратами и кораблями. -М.: Паука, 19971.-580.С.482-496. 3. Крутько П.Д. Управление Наука, 991.С.25. Авторы: исполнительными системами роботов. -М.: и  Д.Ю.Я. Никулин А.А. Баранов & &  L В.Ю. Горшенин