СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ БЕСПИЛОТНЫМ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ

Полезная модель относится к системам автоматического управления беспилотными летательными аппаратами (БЛА), обладающими статической продольной и боковой устойчивостью, позволяющими стабилизировать углы положения летательного аппарата, курс, скорость, высоту, скороподъемность, выполнять полет по заданной траектории с привязкой к географическим координатам, производить автоматический взлет и посадку летательного аппарата и предназначена для стабилизации летательного аппарата в полете и для управления его боковым и продольным движением.
Известна система автоматического управления беспилотным летательным аппаратом, которая содержит блок акселерометров для измерения линейных ускорений объекта в проекции на оси связанной системы координат, блок датчиков угловых скоростей для измерения угловых скоростей объекта в проекции на оси связанной системы координат, блок магнитных датчиков для измерения вектора магнитного поля Земли в проекции на оси связанной системы координат, температурные датчики для измерения температуры датчиков угловых скоростей, акселерометров, магнитных датчиков, температуры забортного воздуха; датчика абсолютного давления и датчика дифференциального давления, блок оценки высоты, воздушной скорости и скороподъемности, спутниковый навигационный приемник для введения в систему информации о географических координатах местоположения летательного аппарата, блоки измерения внешней частоты оборотов двигателей летательного аппарата, а так же программируемый блок управления. Система так же снабжена многоканальным аналого-цифровым преобразователем, к входу которого подключены выходы указанных датчиков, блоком коррекции сигналов датчиков, выполненным с функцией компенсации погрешностей показаний датчиков, обусловленных температурными дрейфами и неперпендикулярностью осей датчиков, к входу которого подключены выходы многоканального аналого-цифрового преобразователя, блоком оценки углового положения объекта, выполненным с функцией оценки текущих углов положения летательного аппарата по параметрам курса, крена и тангажа, и вход которого связан с выходом блока коррекции сигналов датчиков, блоком захвата ШИМ сигналов, выполненным с функцией получения управляющих воздействий в систему от внешнего источника, задающего эти воздействия, блоком отработки программы полета, выполненным с функцией отслеживания текущего состояния параметров полета и выработки решения об изменении схемы управления летательным аппаратом, и связанным с входом программируемого блока управления и с выходом энергонезависимой памяти, блоком отслеживания критических ситуаций, выполненным с функцией выработки сигнала для блока отработки программы полета, который по получению данного сигнала загружает на выполнение программу полета, гарантирующую сохранение летательного аппарата, блоком формирования управляющих ШИМ сигналов рулевых механизмов, выполненным с возможностью реализации функции выработку ШИМ сигналов с заданной частотой и скважностью в зависимости от управляющего сигнала, поступающего с программируемого блока управления, а так же интерфейсным модулем для реализации обмена данными с внешними устройствами (патент РФ на полезную модель №68145, МПК G05D 1/10, 2007).
Однако, указанная система имеет достаточно сложную схему, включающую блок магнитных датчиков, что приводит к ограничениям на ее применение.
Наиболее близкой к предлагаемой системе является система измерения угловых положений летательного аппарата, содержащая датчики угловых скоростей и линейных ускорений, спутниковую навигационную систему и цифровой вычислитель. Цифровой вычислитель осуществляет синхронный прием данных от информационных систем и обеспечивает в реальном времени согласование траектории, формируемой по сигналам датчиков угловых скоростей и линейных ускорений, с траекторией, измеряемой спутниковой навигационной системой (RU №2244262, G05D 1/00, опубл. 10.01.2005).
Недостатком данной системы является то, что для вычисления угловых положений ЛА требуется наличие сигналов СНС.
Предлагаемая система объединяет в себе решение задачи управления и задачи определения положения самолета.
Достигаемый при этом технический результат заключается в обеспечении стабилизации БЛА относительно центра масс, формирование траектории с заданной высотой горизонтального полета, а также выполнение заданного профиля полета на участках, заданными поворотными пунктами маршрута. Система имеет возможность реализовывать различные модели управления БЛА и проводить управление БЛА в автоматическом и полуавтоматическом режимах.
Указанный технический результат достигается тем, что система автоматического управления беспилотным летательным аппаратом, содержит датчики угловых скоростей по крену и курсу, датчики дифференциального и полного давления, аналого-цифровые преобразователи, вычислитель для программной обработки сигналов с датчиков и выработки управляющих сигналов, блоки формирования сигналов управления исполнительными механизмами, исполнительные механизмы, а также приемник спутниковой навигационной системы, при этом для вычисления углового положения БЛА она снабжена датчиками полного и дифференциального давления, выходы которых подсоединены к входам соответствующих аналого-цифровых преобразователей, которые в свою очередь подсоединены к вычислителю, который содержит программные блоки, позволяющие корректировать сигналы с ДУС и обеспечивать оценку углового положения ЛА без использования сигналов СНС, а также вычислитель содержит программные модули, содержащий вычитатели, пропорциональные и изодромные звенья, соединенные с блоками формирования сигналов ШИМ и исполнительными механизмами, позволяющими производить управление БЛА в каналах крена, курса и тангажа, а также система снабжена приемником спутниковой навигационной системы и модулем энергонезависимой памяти для введения в систему информации о географических координатах местоположения летательного аппарата.
Система позволяет стабилизировать углы положения летательного аппарата, курс, скорость, высоту, скороподъемность, выполнять полет по заданной траектории с привязкой к географическим координатам. Система управления обеспечивает стабилизацию БЛА относительно центра масс, формирование траектории с заданной высотой горизонтального полета, а также выполнение заданного профиля полета на участках, заданными поворотными пунктами маршрута. Система имеет возможность реализовывать различные модели управления БЛА и проводить управление БЛА в автоматическом и полуавтоматическом режимах.
На фиг.1 - представлена блок-схема системы автоматического управления беспилотным летательным аппаратом, на котором обозначено:
1 - Датчик угловых скоростей по оси ОХ
2 - Аналого-цифровой преобразователь сигналов с ДУС
3 - Вычитатель
4 - Интегратор
5 - Вычитатель
6 - Переключатель режимов управления «Автомат-Полуавтомат»
7 - Изодромное звено контура управления креном
8 - Блок Датчик угловых скоростей по оси OY
9 - Аналого-цифровой преобразователь сигналов с ДУС
10 - Блок вычисления предполагаемого угла крена
11 - Нелинейное звено
12 - Вычитающий сумматор
13 - Интегрирующее звено фильтра сигнала коррекции ДУС по оси ОХ
14 - Ограничитель
15 - Сумматор фильтра сигнала коррекции ДУС по оси ОХ
16 - Пропорциональное звено фильтра сигнала коррекции ДУС по оси ОХ
17 - Датчик дифференциального давления
18 - Аналого-цифровой преобразователь сигналов с датчика дифференциального давления
19 - Вычислитель воздушной скорости
20 - Вычитатель
21 - Изодромное звено контура управления двигателем
22 - Датчик полного давления
23 - Аналого-цифровой преобразователь сигналов с датчика полного давления
24 - Вычислитель высоты барометрический
25 - Дифференцирующее звено блока вычисления воздушной скорости
26 - Фильтр НЧ 2 порядка
27 - Пропорциональное звено блока вычисления воздушной скорости
28 - Вычитатель
29 - Изодромное звено контура управления высотой
30 - Вычитатель.
31 - Пропорциональное звено.
32 - Ограничитель.
33 - Энергонезависимая память программ.
34 - Интерфейсный модуль.
35 - Приемник СНС (GPS, Glonass).
36 - Энергонезависимая память маршрута
37 - Блок навигации
38 - Блок формирования ШИМ сигналов контура управления креном
39 - Исполнительный механизм - элероны
40 - Исполнительный механизм управления двигателем
41 - Блок формирования ШИМ сигналов контура управления двигателем
42 - Блок формирования ШИМ сигналов контура управления высотой
43 - Исполнительный механизм - руль высоты.
На фиг.2 показана связанная с БЛА система координат.
Микромеханические датчики угловых скоростей позволяют измерять угловые скорости объекта по двум осям связанной системы координат и путем их комплексной обработки совместно с сигналами с датчиков давления определять углы положения объекта. Управление объектом производятся программно реализованными контурами управления. В системе находится несколько контуров управления. Управляющие сигналы, формируемые системой, являются ШИМ-сигналами с изменяемым периодом и задаваемыми границами изменения скважности. Это позволяет использовать систему как для управления электродвигателями постоянного тока, так и для управления силовыми механизмами (сервоприводами), управляемыми ШИМ сигналами. Границы изменения длительности управляющего импульса являются настраиваемыми параметрами ШИМ формирователей.
Настоящая полезная модель поясняется конкретным примером исполнения, демонстрирующим возможность достижения требуемого технического результата.
Система (фиг.1) состоит из двух датчиков угловых скоростей (ДУС) 1, 8, осуществляющих измерение угловых скоростей объекта в проекции на оси Х и Y связанной системы координат (фиг.2); датчика полного давления 22; датчика дифференциального давления 17. Все выходы датчиков подключены ко входам соответствующих аналого-цифровых преобразователей 2, 9, 18, 23. Сигнал с ДУС по оси OX 1 поступает на вход аналого-цифрового преобразователя (АЦП) 2, и далее на вход вычитателя 3.
На второй вход вычитателя 3 подается сигнал коррекции, вычисленный блоками 13, 14, 15, 16. В результате на выходе вычитателя 3 формируется сигнал, пропорциональный угловой скорости по оси ОХ связанной системы координат, свободный от дрейфа ДУС 1, а также от составляющей угловой скорости по оси OY в системе координат, связанной с землей (при ненулевом угле тангажа). Сигнал, пропорциональный угловой скорости по оси ОХ связанной системы координат далее поступает на интегратор 4, в котором вычисляется угол крена самолета путем интегрирования угловой скорости по оси ОХ. Данные о текущем угле крена поступают на вычитатель 5, который вычисляет ошибку между требуемым и текущим значением крена. Вычисленная ошибка поступает на изодромное звено 7, которое формирует управляющие воздействия через блок формирования ШИМ сигналов 38 на исполнительный механизм - элероны 39.
Сигнал с датчика угловых скоростей по оси OY 8 в связанной системе координат поступает на вход АЦП 9. Сигнал с ДУС 8 используется в системе коррекции показаний ДУС 1.
Коррекция показаний ДУС 1 происходит благодаря возможности вычислять крен самолета через связь радиуса разворота и воздушной скорости самолета. При интегрировании ДУС 1 неизбежно набегает ошибка, связанная со смещением нуля датчика угловых скоростей, шумами, и наличием ненулевого угла тангажа.
В общем виде сигнал с ДУС 1 по ОХ можно записать в следующем виде:
,
X
Где ω - угловая скорость на выходе датчика;
X
Ω - Истинная угловая скорость вдоль оси ОХ в связанной системе координат;
Offset - Смещение (дрейф) нуля датчика;
N - Шум датчика;
Y
Ω Угловая скорость вдоль нормальной оси ОY в системе координат, связанной с землей;
Roll - угол крена самолета.
X
Для правильного вычисления угла крена необходимо перед интегрированием вычесть все составляющие, не связанные с Ω.
Для решения этой задачи угол крена самолета дополнительно вычисляется в блоке 10 с использованием сигналов с ДУС 8 вдоль оси ОY в связанной системе координат и информации о воздушной скорости с блока 19.
Из уравнения динамики движения самолета известно, что радиус разворота вычисляется как (при координированном развороте):
где, R - Радиус разворота;
U - Воздушная скорость
g - ускорение свободного падения (на  Земле)
Roll - Истинный угол крена самолета
Отсюда можно узнать угловую скорость вдоль нормальной оси OY (в системе координат, связанной с землей):
Длина окружности полного разворота
Время, за которое самолет выполнит полный разворот
Угловая скорость вдоль нормальной оси ОY (в системе координат, связанной с землей)
Y
Угловая скорость в системе координат, связанной с самолетом (которую покажет ДУС, установленный по оси ОY) будет отличаться от Ω из-за наличия угла крена.
Угловая скорость, которую покажет ДУС по оси ОY с учетом крена может быть вычислена как
Отсюда вычислим угол крена:
Именно такое вычисление выполняет блок 10.
Как видим в этом уравнении, ошибки, возникающие в ДУС 8 по оси ОY, не накапливаются, а лишь искажают результат измерения угла крена. Таким же образом на результат вычисления крена влияет и ошибка измерения воздушной скорости.
Вычисленный блоком 10 предполагаемый угол крена далее поступает на нелинейное звено 11, которое компенсирует неизбежное возникновение скольжения при больших углах крена (больше 30 градусов).
Вычисленный угол крена блоками (10, 11) сравнивается с вычисленным креном в результате интегрирования ДУС 1 по оси ОХ в блоке 12, в результате появляется сигнал ошибки вычисленного угла крена, который поступает на фильтр, состоящий из блоков 13, 14, 15, 16, представляющих собой модифицированное изодромное звено с добавлением ограничителя на выход интегратора.
Таким образом, за счет вычисления угла крена двумя различными способами (интегрированием ДУС 1 и комплексной обработкой сигналов с ДУС 8 и информации о воздушной скорости с блока 19) появляется возможность выделить смещение ДУС по оси ОХ и вычесть ее в блоке 3 перед интегратором 4.
Сигнал с датчика дифференциального давления 17 используется для измерения воздушной скорости. Его сигнал поступает на вход АЦП 18, и далее на вычислитель воздушной скорости 19, в котором производится вычисление воздушной скорости по показаниям датчика дифференциального давления 17. Вычисленная в блоке 19 воздушная скорость используется в контуре стабилизации воздушной скорости (блоки 20, 21, 40, 41) и в системе коррекции крена (блоки 10, 11, 12, 13, 14, 15, 16). Контур стабилизации скорости двигателя состоит из вычитателя 20, на входы которого поступают сигналы требуемой воздушной скорости от интерфейсного модуля 34, и информация о текущей воздушной скорости от модуля 19. Разность этих величин на выходе модуля 20 является сигналом ошибки воздушной скорости, и поступает на изодромное звено 21, формирующее сигнал управления двигателем через блок формирования ШИМ сигналов 41 на исполнительный механизм управления двигателем 40.
Датчик полного давления 22 используется в системе для измерения барометрической высоты. Сигнал с датчика 22 поступает на вход АЦП 23, и далее в блок 24, выполняющий пересчет полного давления в информацию о барометрической высоте. Вычисленная барометрическая высота используется в контуре стабилизации высоты. Для поддержания заданной высоты без информации об угле тангажа в системе используется вычисление вертикальной скорости, которое осуществляется блоками 25, 26, 27. На вход дифференцирующего звена 25 поступает информация о барометрической высоте от блока 24. Поскольку сигнал содержит высокочастотные шумы, то после дифференцирования помимо сигнала вертикальной скорости на выходе блока 25 присутствуют усиленные шумы. Для подавления ВЧ составляющих с выхода блока 25 служит фильтр НЧ 2 порядка 26. Для пересчета вертикальной скорости в м/сек служит пропорциональное звено 27. Таким образом, на выходе блока 27 формируется сигнал вертикальной скорости. Для управления высотой вычисляется требуемая вертикальная скорость в блоках 30, 31, 32. В вычитателе 30 происходит сравнение текущей высоты (от блока 24) и требуемой высоты (от блока 34). На выходе вычитателя 30 формируется сигнал, пропорциональный ошибке высот. Этот сигнал поступает на пропорциональное звено 31, которое выполняет пересчет ошибки высот в требуемую вертикальную скорость. Выход пропорционального звена 31 подключен к ограничителю 32, который нужен для ограничения требуемой вертикальной скорости при больших ошибках высот. Ограничение требуемой вертикальной скорости связано с физическими возможностями самолета для обеспечения безопасного полета.
Требуемая вертикальная скорость, зависящая от ошибки высот, формируется на выходе блока 32, и поступает на вычитатель 28, который формирует сигнал ошибки вертикальных скоростей. С выхода вычитателя 28 сигнал, пропорциональный ошибке вертикальных скоростей, поступает на изодромное звено 29, которое формирует сигнал на управление исполнительным механизмом - рулем высоты 43. Сигнал с блока 29 проходит через блок формирования ШИМ сигнала 42 и поступает на исполнительный механизм 43.
Для движения БЛА по заданной траектории в системе используется блок навигации 37. Данный блок принимает сигнал от приемника спутниковой навигационной системы (СНС) 35, а также от модуля энергонезависимой памяти 36, в которую заложен маршрут полета. Блок навигации 37 производит сравнение текущей и требуемой координаты, вычисляет требуемый курс, и в зависимости от ошибки между текущим курсом и требуемым курсом формирует сигнал требуемого крена, который поступает на переключатель режимов управления 6. На другой вход переключателя 6 поступает сигнал требуемого крена с интерфейсного модуля 34.
Также от модуля 34 на переключатель 6 поступает сигнал выбора режима управления - «автоматический» или «полуавтоматический». Сигнал с выхода переключателя 6 поступает на вычитатель 5, на выходе которого формируется сигнал ошибки крена. В автоматическом режиме требуемый крен задается от блока навигации 37 с целью обеспечения движения БЛА по заданному маршруту, при этом переключатель 6 пропускает сигнал требуемого крена на вход блока 5 от блока 37, и блокирует сигнал требуемого крена от блока 34. В полуавтоматическом режиме требуемый крен задается интерфейсным модулем по командам оператора. В полуавтоматическом режиме переключатель 6 пропускает сигнал требуемого крена на вход блока 5 от блока 34, и блокирует сигнал требуемого крена от блока 37.
Таким образом, предлагаемая разработанная система позволяет использовать сокращенный набор датчиков. Для вычисления углов Эйлера (крен, тангаж, курс) используются только 2 ДУСа по осям X и Y, а также датчик высоты и воздушной скорости. Не требуется полная шестистепенная платформа инерциальных датчиков (3 акселерометра, 3 гироскопа), а также свободные гироскопы.