СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ БЕСПИЛОТНЫМ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ

Полезная модель относится к системам автоматического управления беспилотными летательными аппаратами (БЛА), 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. Отличие системы состоит в наличии специализированного программируемого блока управления, позволяющего реализовывать различные режимы управления летательным аппаратом в одном устройстве управления.
Известна система управления БЛА, которая осуществляет формирование траектории, навигацию, управление и стабилизацию ракеты, а также выдачу разовых команд на подсистемы БЛА [Козлов В.И. "Системы автоматического управления летательными аппаратами", М., "Машиностроение", 1979, стр.53, 152].
Эта система содержит блок управления двигателем, высотомер, гироинерциальную систему с датчиками углового положения ракеты и акселерометрами, датчики угловых скоростей, вычислитель, сумматоры управляющих сигналов тангажа, курса и крена, блок кинематической разводки, содержащий сумматоры первого, второго и третьего рулевых приводов и первый и второй инверторы, и рулевые приводы, при этом гироинерциальная система и высотомер подключены к входам вычислителя, первый, второй и третий выходы которого соединены с первыми входами сумматоров управляющих сигналов каналов тангажа, курса и крена соответственно (причем вторые входы этих сумматоров подключены к выходам соответствующих датчиков углового положения гироинерциальной системы, четвертый выход вычислителя соединен с входом блока управления двигателем летательного аппарата, выходы блока датчиков угловых скоростей соединены с третьими входами сумматоров управляющих сигналов, выход сумматора управляющих сигналов канала курса подключен к входам сумматоров первого и третьего рулевых приводов и через первый инвертор - к входу сумматора второго рулевого привода, выход сумматора управляющих сигналов канала крена соединен с входами сумматоров
первого и второго рулевых приводов и через второй инвертор - с входом сумматора третьего рулевого привода, а выходы сумматоров первого, второго и третьего рулевых приводов соединены с входами соответствующих рулевых приводов).
Такая система управления обеспечивает стабилизацию БЛА относительно центра масс, формирование траектории, в частности, с заданной высотой горизонтального полета и облетом рельефа местности, а также выполнение заданного пространственного и временного графика полета (ПВГП) за счет управления как координатами ракеты в пространстве, так и скоростью ее полета на отдельных участках, заданных поворотными пунктами маршрута (ППМ). Формируются также необходимые разовые команды на подсистемы БЛА.
Однако известная система не дает возможности достаточно эффективно управлять БЛА. Это объясняется отсутствием возможности автономного изменения управления БЛА в случае возникновения аварийной ситуации в полете БЛА или необходимости корректировки режима полета, обусловленной изменившимися условиями движения.
Известна система управления беспилотным летательным аппаратом, содержащая блок управления двигателем, высотомер, гироинерциальную систему с датчиками углового положения ракеты и акселерометрами, датчики угловых скоростей, вычислитель, сумматоры управляющих сигналов тангажа, курса и крена, блок кинематической разводки, содержащий сумматоры первого, второго и третьего рулевых приводов и первый и второй инверторы, и рулевые приводы, при этом гироинерциальная система и высотомер подключены к входам вычислителя, предназначенного для формирования управляющих сигналов по углам тангажа, курса и крена, а также сигналов на запуск, останов и регулирование тяги двигателя, первый, второй и третий выходы вычислителя соединены с первыми входами сумматоров управляющих сигналов каналов тангажа, курса и крена соответственно, причем вторые входы этих сумматоров подключены к выходам соответствующих датчиков углового положения гироинерциальной системы, четвертый выход вычислителя соединен с входом блока управления двигателем летательного аппарата, выходы блока датчиков угловых скоростей соединены с третьими входами сумматоров управляющих
сигналов, выход сумматора управляющих сигналов канала курса подключен к входам сумматоров первого и третьего рулевых приводов и через первый инвертор к входу сумматора второго рулевого привода, выход сумматора управляющих сигналов канала крена соединен с входами сумматоров первого и второго рулевых приводов и через второй инвертор с входом сумматора третьего рулевого привода, а выходы сумматоров первого, второго и третьего рулевых приводов соединены с входами соответствующих рулевых приводов, при этом в систему дополнительно введены блоки задержки, запоминающее устройство, компараторы, логический элемент ИЛИ, логические элементы И, блоки определения модуля, блок вычисления производной, блок перемножения, сумматоры, ключ, сумматор сигнала ликвидации и подсистема прекращения полета, причем вычислитель дополнительно формирует сигналы текущей скорости полета, вертикальной скорости полета и оставшегося до завершения полета времени, входы первого и второго блоков задержки соединены соответственно со вторым выходом высотомера и седьмым выходом гироинерциальной системы, входы третьего и четвертого блоков задержки и первый вход запоминающего устройства подключены к выходу блока управления двигателем, выходы первого и второго блоков задержки соединены соответственно с первым и вторым входами логического элемента ИЛИ, выход третьего блока задержки соединен с первым входом второго логического элемента И, запоминающее устройство через последовательно соединенные второй сумматор, ключ и пятый компаратор подключено ко второму входу второго логического элемента И, причем вторые входы запоминающего устройства и второго сумматора соединены с пятым выходом вычислителя, а выход четвертого блока задержки подсоединен к управляющему входу ключа, вход первого компаратора соединен с четвертым выходом вычислителя, а выход этого компаратора подключен к третьему входу второго логического элемента И, вход первого блока определения модуля соединен с шестым выходом вычислителя, а выход этого блока через третий компаратор подсоединен к четвертому входу второго логического элемента И, выход которого подключен к третьему входу логического элемента ИЛИ, входы второго блока определения модуля, блока вычисления производной и первый вход блока перемножения соединены с шестым выходом гироинерциальной системы,
выход второго блока определения модуля через последовательно соединенные четвертый компаратор, первый логический элемент И и пятый блок задержки подключен к четвертому входу логического элемента ИЛИ, выход блока вычисления производной через последовательно соединенные блок перемножения и шестой компаратор подсоединен ко второму входу первого логического элемента И, первый и второй входы первого сумматора соединены соответственно с пятым выходом гироинерциальной системы и вторым выходом вычислителя, а выход через последовательно соединенные третий блок определения модуля, седьмой компаратор и шестой блок задержки подключен к пятому входу логического элемента ИЛИ, выход которого через третий логический элемент И и подсистему прекращения полета подключен ко второму входу сумматора сигнала ликвидации, первый вход которого соединен с выходом сумматора управляющих сигналов канала тангажа, а выход со входом сумматоров второго и третьего рулевых приводов, вход второго компаратора подключен к седьмому выходу вычислителя, а выход соединен со вторым входом третьего логического элемента И (RU №2212702, G05D 1/10, опубл. 2003.09.20).
Недостатком данной системы является то, что она работает по одному определенному алгоритму управления полетом БЛА и не может в автономном режиме во время полета изменять алгоритм полета.
Данное техническое решение принято в качестве прототипа для объекта.
Достигаемый при этом технический результат заключается в повышении тактико-эксплуатационных показателей и эффективности управления БЛА за счет возможности стабилизировать углы положения БЛА, курс, скорость, высоту, скороподъемность, выполнять полет по заданной траектории с привязкой к географическим координатам, производить автоматический взлет и посадку БЛА и возможности реализовывать различные режимы управления БЛА в одном устройстве управления.
Указанный технический результат так же достигается тем, что программируемая система автоматического управления беспилотным летательным аппаратом, содержащая 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 программируемым блоком управления, снабжена многоканальным аналого-цифровым преобразователем, к входу которого подключены выходы указанных датчиков и выход блока акселерометров, 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 входом 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.
Указанные признаки являются существенными и взаимосвязаны с образованием устойчивой совокупности существенных признаков, достаточной для получения требуемого технического результата.
Настоящая полезная модель поясняется конкретным примером исполнения, который, однако, не является единственно возможным, но наглядно демонстрирует возможность достижения требуемого технического результата.
На фиг.1 - блок-схема системы автоматического управления беспилотным летательным аппаратом.
Согласно настоящей полезной модели рассматривается система для автоматического управления беспилотными летательными аппаратами (САУ). Встроенный блок микромеханических инерциальных датчиков позволяет измерять угловые скорости и углы положения объекта по трем осям связанной системы координат. Управление объектом производятся программно реализованными контурами управления на базе ПИД регуляторов. В системе могут храниться несколько контуров управления, переключение которых может производиться как по команде, так и автопилотом в соответствии с заданным полетным заданием. Таким образом, можно иметь несколько предварительно настроенных конфигураций САУ для различных условий. Например, при отладке сложной системы стабилизации в критические моменты можно перейти на полностью ручное управление, послав команду на загрузку конфигурации, напрямую соединяющей входы системы с ее выходами. Или обеспечить оптимальное управление объектом при смещении центра масс, путем загрузки конфигурации, наиболее подходящей под загрузку аппарата.
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.
Ниже рассматривается пример конкретного исполнения САУ.
Система (фиг.1) состоит из блока акселерометров 1, осуществляющих измерение линейных ускорений объекта в проекции на оси связанной системы координат; блока датчиков угловых скоростей (ДУС) 2, осуществляющих измерение угловых скоростей объекта в проекции на оси связанной системы координат; блока магнитных датчиков 3, осуществляющих измерение вектора магнитного поля Земли в проекции на оси связанной системы координат; температурных датчиков 4 для измерения температуры ДУСов, акселерометров, магнитных датчиков, температуры забортного воздуха; датчика абсолютного давления 5; датчика дифференциального давления 6. Все выходы датчиков подключены ко входу 7 многоканального аналого-цифрового преобразователя 8. Выходы аналого-цифрового преобразователя соединены с входами блока коррекции сигналов датчиков 9, который осуществляет компенсацию погрешностей показаний датчиков, обусловленных температурными дрейфами и неперпендикулярностью осей датчиков. Скорректированные сигналы акселерометров, ДУСов и магнитных датчиков с выхода блока 9 поступают на вход блока оценки углового положения объекта 10 в котором с применением методов адаптивной фильтрации осуществляется оценка текущих углов положения объекта (курс, крен, тангаж). Скорректированные сигналы датчиков абсолютного и дифференциального давлений поступают на вход блока оценки высоты, воздушной скорости и скороподъемности 11. Подача управляющих воздействий в систему от внешнего источника может осуществляться генерацией ШИМ сигналов различной скважности, которые подаются на вход блока захвата ШИМ сигналов 12. Введение в систему информации о географических координатах местоположения объекта осуществляется встроенным спутниковым навигационным приемником 13. Измерение частоты оборотов двигателей летательного аппарата производится блоками измерения внешней частоты 14, 15, к которым подключаются внешние датчики Холла или оптические датчики.
Управление летательным аппаратом осуществляется программируемым блоком управления 16, который на основании заложенной схемы управления и сигналов датчиков вычисляет
управляющие воздействия для рулевых механизмов летательного аппарата. Блок управления реализован в виде программы, выполняемой на специализированном бортовом вычислителе. Схемы управления составляются оператором летательного аппарата для различных режимов полета на этапе подготовки полета и хранятся в энергонезависимой памяти 17. Загрузка схем управления в блок управления осуществляется блоком отработки программы полета 18, отслеживающим текущее состояние параметров полета и вырабатывающим решение об изменении схемы управления летательным аппаратом. Заданная программа полета храниться в энергонезависимой памяти 17. Отслеживание возникновения внештатных ситуаций, которые могут привести к выходу летательного аппарата из строя или помешать выполнению полетного задания, производится блоком отслеживания критических ситуаций 19, который в случае возникновения критической ситуации вырабатывает сигнал, поступающий на блок 18, который по получению данного сигнала загружает на выполнение специализированную программу полета, гарантирующую сохранение летательного аппарата.
Сигналы с выхода блока 16 поступают на вход блока формирования управляющих ШИМ сигналов рулевых механизмов 20, который осуществляет выработку ШИМ сигналов с заданной частотой и скважностью, зависящей от уровней сигналов на входе блока. Для повышения функциональности системы в нее встроен интерфейсный модуль 21, реализующий обмен данными с внешними устройствами по протоколам RS-232 и RS-485.
Блоки 9, 10, 11, 16, 18, 19 реализованы программными методами на специализированном бортовом вычислителе. Обработка информации системой производится за один цикл и реализуется в следующей последовательности:
1. Оцифрованные сигналы датчиков поступают на вход блока 9, который осуществляет компенсацию погрешностей показаний датчиков, обусловленных температурными дрейфами и неперпендикулярностью осей датчиков.
2. Скорректированные сигналы датчиков поступают на вход блока 10, в котором с применением методов адаптивной фильтрации осуществляется оценка текущих углов положения объекта (курс, крен, тангаж).
3. Скорректированные сигналы датчиков абсолютного и дифференциального давления с выхода блока 9 подаются на вход блока 11, осуществляющего вычисление текущей высоты, воздушной скорости и скороподъемности.
4. Сигналы с выходов блоков 10 (крен, тангаж, курс), 11 (высота, скорость, скороподъемность), 14, 15 (частота оборотов двигателей), 12 (внешний управляющий сигнал), 13 (географические координаты объекта, высота над уровнем моря, скорость движения относительно Земли), 21 (внешние команды) поступают на блоки 16, 18 и 19.
5. Блок 16, в соответствии с заложенной схемой управления, осуществляет выработку управляющих воздействий для рулевых приводов. Схема управления может включать в себя следующие блоки: ПИД регуляторы, сумматоры, преобразователи сигналов входов и выходов, усилители, блоки насыщения и «мертвой зоны», преобразователи величин, блоки нелинейных преобразований, вычислители расстояний и курсовых углов по географическим координатам, блоки логических вычислений («больше», «меньше», «равно», «не равно», «меньше или равно», «больше или равно», «попадание в заданную область», «выход из заданной области»), блоки введения входных сигналов из полетного задания, блоки введения измеренных величин. Все связи между блоками задаются на этапе ввода полетного задания. Прохождение сигналов через блок системы управления 16 реализуется методом прямого распространения сигнала. Выходной сигнал блока 16 подается на блоки формирования выходных сигналов рулевых механизмов 20, блок отработки полетного задания 18 и интерфейсный блок 21. Блок 18, в соответствии с заложенной программой полета, производит оценку измеренных параметров объекта управления на основании сигналов блоков 10, 11, 14, 15, 13, 12, 16. Программа полета представляет собой последовательность состояний, характеризующимися набором определенных величин и заданной схемой управления на каждое состояние полета. Смена состояний полета производится по достижению заложенных в программу полета условий. При выполнении всех заложенных на данном состоянии условий (например, достижении точки с заданными координатами и высотой) блок 18 производит загрузку следующего
состояния полетного задания из блока энергонезависимой памяти 17 и производит перезагрузку текущей схемы управления в блоке 16 на новую, заданную новым состоянием полетного задания. После этого производится загрузка необходимых величин, заданных новым состоянием полетного задания, в схему управления в блоке 16.
7. Блок 19 осуществляет контроль текущих параметров объекта на предмет выявления критических состояний, грозящих потери управления объектом или невыполнении полетного задания. В случае выявления критического состояния подается сигнал на блок 18 для загрузки специализированного полетного задания, реализующего алгоритм спасения летательного аппарата.