Моделирующий комплекс для отладки системы управления автономным подвижным объектом
MODELING COMPLEX FOR DEBUGGING CONTROL SYSTEM OF AUTONOMOUS MOBILE UNIT

Изобретение относится к комплексным моделирующим устройствам, используемым при проектировании и испытаниях сложных систем управления автономными подвижными объектами (АПО) различного назначения, например, воздушными, такими, как беспилотные летательные аппараты, или морскими.
Известно, что развитие судостроения характеризуется появлением новых типов морских АПО [1]. Наряду с обычными водоизмещающими судами и подводными аппаратами созданы суда с динамическими принципами поддержания, глубоководные стабилизируемые аппараты. Некоторые традиционные АПО используются в необычных режимах. Примерами этого являются буровые суда, комплексы для проведения научно-исследовательских, геолого-географических, поисково-разведочных работ и добычи полезных ископаемых на шельфе и в океане.
Для новых типов АПО автоматическое управление движением приобретает особое значение и оказывается необходимым для обеспечения высокой эффективности их функционирования и безопасности. В общем объеме технических средств АПО доля систем управления движением все время возрастает [1].
В связи с увеличением скорости, дальности движения и маневренности АПО, повышением требуемой точности решения навигационных и других задач, а также нагрузок, действующих на АПО в процессе эксплуатации, неуклонно возрастают трудности обеспечения заданного уровня таких показателей, как работоспособность, надежность и ресурс.
Уровень качества можно установить расчетным путем. Однако в процессе проектирования и изготовления аппаратуры бортовых систем управления АПО могут встречаться различные отклонения от заданных характеристик, некоторые отклонения технологических процессов и т.д. Это существенно снижает достоверность данных, полученных расчетом.
Фактический уровень качества АПО и его бортовых систем устанавливают с помощью наземных испытаний. В связи с высокой стоимостью и опасностью натурных испытаний естественно стремление к их сокращению за счет увеличения объема и всестороннего совершенствования менее дорогостоящих и практически безопасных для жизни людей наземных испытаний. Объем этих испытаний на основных этапах создания и производства высокотехнологических АПО непрерывно возрастает.
Технологические характеристики, надежность, ресурс, а также трудоемкость и цикл изготовления современных АПО в значительной степени зависят от технического совершенства и оснащенности технологических процессов испытаний и контроля бортовых систем [2].
В связи с вышеизложенным, современные тенденции в развитии техники требуют воспроизведения и дополнения условий натурных испытаний АПО испытаниями на земле в условиях максимального оснащения функциональными системами сбора и обработки данных для принятия решения о работоспособности системы управления (СУ) АПО, прогнозирования и дополнения результатов натурных испытаний, а в процессе натурных испытаний проверяются только основные характеристики СУ. Правильное прогнозирование натурных испытаний позволяет извлечь из ограниченного числа пусков максимально возможную информацию при ограниченных затратах экономических ресурсов.
При проектировании и испытании сложных СУ АПО получили распространение методы моделирования. От правильного решения задачи моделирования зависит качество АПО и другие технико-экономические его показатели.
Важной проблемой моделирования являются обеспечение требуемой высокой точности, повышение достоверности проверки аппаратуры. При этом введение в состав стенда моделирования нового оборудования объясняется многими причинами: увеличением сложности бортовых систем и их элементов, что приводит к необходимости контроля все большего числа параметров: увеличением уровня, длительности приложения и усложнением спектра нагрузок, действующих на аппарат при его движении, которые необходимо имитировать в процессе наземных испытаний; стремлением к одновременному воспроизведению нагрузок различной физической природы с целью приближения условий наземных испытаний к реальным и т.д.
Таким образом, актуальной технической проблемой является создание (на базе теории физического моделирования и теории подобия) имитаторов эксплуатационных нагрузок (механических, гидрогазовых, тепловых и т.д.), максимально приближающих условия наземных испытаний бортовых систем и их элементов к эксплуатационным [3]. Решение этой проблемы направлено на сокращение летных испытаний благодаря расширению объема наземных испытаний.
Известно [4], что для большинства АПО максимальное влияние на его маневренные свойства и точность управления движением оказывает величина усилия, действующего на исполнительные механизмы (рули). При этом возникают, так называемые, шарнирные моменты, т.е. моменты динамических сил, действующие на органы управления АПО (рули), относительно их осей вращения.
Таким образом, для того чтобы отклонить те или иные рули АПО, необходимо преодолеть их шарнирный момент. Чем больше величина команды, вырабатываемой СУ, тем больше требуемое отклонение рулей и тем большую мощность должен развить силовой привод рулей - рулевая машина. Но поскольку мощность рулевой машины ограничена, то может возникнуть такое положение, когда при увеличении команды рули перестанут отклоняться. Другими словами, угол отклонения рулей в этом случае будет определяться не величиной команды, а мощностью привода. Это внесет ограничение в величину располагаемых перегрузок, т.е. в маневренность АПО. Очевидно также, что чем больше величина шарнирного момента, тем меньшей получится скорость отклонения рулей и тем медленнее будет реакция АПО на команду управления.
Таким образом, величина шарнирных моментов влияет на маневренные свойства АПО и на точность управления его движением [4].
Формула для вычисления шарнирного момента любого руля имеет вид [4]:
ш
on
on
p
α
где m - безразмерный коэффициент шарнирного момента; K - коэффициент, характеризующий торможение потока в районе оперения (и определяемый отношением скоростного напора, действующего на оперение q к скоростному напору невозмущенного потока q); S, b - площадь руля и его хорда, соответственно.
ш
p
Коэффициент шарнирного момента m зависит от числа М набегающего потока, угла атаки α, угла перекладки руля δ типа и формы руля и от взаимного расположения оси вращение и центра давления руля.
Основной проблемой при реализации предлагаемого комплекса является максимально точное воспроизведение реальных условий функционирования аппаратуры СУ АПО за счет воспроизведения сил, действующих на исполнительные механизмы (рули) АПО, так как от этого зависит точность прогнозирования результатов. Степень приближения лабораторных условий испытаний к реальным в предлагаемом устройстве определяется структурой и способами включения имитаторов.
Известен моделирующий комплекс аналогичного назначения, содержащий реальную аппаратуру СУ АПО (устройство обнаружения внешней обстановки, датчики углов и угловых скоростей, рулевые механизмы и устройство выработки сигналов управления), имитационную аппаратуру, устройство отображения информации, устройство управления и вычислители. Устройство управления обеспечивает задание программы моделирования, управление и контроль функционирования. Имитационная аппаратура позволяет воспроизводить движение АПО вокруг центра масс и по траектории, воздействие внешней среды (например, волнений или ветровых порывов) и внешней обстановки. В вычислителях реализуются модели процесса управления, что обеспечивает замыкание модели [5, рис. 10.1, с. 293]. Недостатком известного аналога является то, что в нем не осуществляется имитация действия шарнирных моментов на исполнительные механизмы АПО.
Наиболее близким по технической сущности аналогом, принятым за прототип предлагаемого изобретения, является моделирующий комплекс [6, рис. 2.11, с. 102], который содержит имитатор АПО, динамический поворотный стенд на котором установлены гироскопические датчики и устройство управления СУ АПО, стенд управления, в состав которого входят электронная и силовая (например, гидравлическая, пневматическая) аппаратуры СУ АПО, а также исполнительные механизмы, обеспечивающие поворот органов управления АПО, имитатор датчиков параметров движения (измерители высоты или глубины, навигации).
В состав комплекса моделирования СУ АПО включены агрегаты рулевого управления и датчики параметров движения. К агрегатам рулевого управления относятся все устройства, приводящие в движение рули высоты. Ими являются электрические и гидравлические приводы, тяги и проводки управления, преобразователя электрических сигналов. В зависимости от природы измеряемой величины можно включить в комплекс моделирования как непосредственно датчики параметров, так и их имитаторы.
Включение реальных гироскопических датчиков, измеряющих углы, угловые скорости и ускорения короткопериодического движения возможно с помощью динамического поворотного стенда, имитирующего вращательное движение АПО. Другие параметры движения, имитация которых невозможна (например, скорость, углы атаки и т.д.), воспроизводятся на математической модели и вводятся в аппаратуру управления через имитаторы. Цель включения в комплекс различных имитаторов - учет динамических свойств и нелинейностей, присущих реальным измерительным устройствам, и анализ их влияния на процесс управления.
В имитаторе АПО по исходным данным вырабатываются сигналы о положении АПО в пространстве, относительных скоростях движения. В соответствии с получаемыми сигналами в устройстве управления АПО формируются сигналы управления, которые поступают в электронную аппаратуру стенда управления. В электронной аппаратуре вырабатываются сигналы управления силовыми приводами рулевых механизмов АПО, которые через рулевые механизмы поступают на соответствующие входы имитатора АПО, замыкая контур управления исследуемой СУ. Система останавливается в момент приведения АПО в заданную точку пространства. Фиксируется величина ошибки в вертикальной и боковой плоскостях, по которым делаются выводы о качестве СУ АПО.
В системе по прототипу осуществляются испытания АПО с воспроизведением моделей процессов взаимодействия внешней среды и элементов СУ, что обеспечивает функционирование основного управляющего прибора аппаратуры АПО - устройства управления в условиях, приближенных к реальным. Оценка точности СУ АПО осуществляется по величинам бокового и вертикального отклонений от заданной точки.
Такой моделирующий комплекс позволяет проанализировать работу СУ, максимально приближенной к реальной, исследовать влияние факторов, не подлежащих аналитическому учету (скрытых нелинейностей, взаимного влияния элементов аппаратуры, перекрестных связей в гироскопических приборах, дрейфов нулей гироскопических приборов, электронных усилителей и т.д.), и провести отработку всего комплекса аппаратуры СУ.
Недостатком системы по прототипу является отсутствие учета шарнирных моментов, действующих на исполнительные механизмы АПО. Воздействие этого фактора приводит к изменением как статических, так и динамических характеристик рулевого привода и, в конечном счете, к неправильным результатам испытаний. Особенно действие шарнирных моментов актуально для АПО больших размеров и при их движении в водной среде [1, 4].
Техническим результатом изобретения является повышение достоверности реакции аппаратуры автономного подвижного объекта на внешние возмущения путем отработки воздействия шарнирных моментов на механизмы его рулевых приводов.
Для этого в моделирующий комплекс дополнительно введен имитатор шарнирных моментов (ИШМ), обеспечивающий воздействие на три штока гидравлических цилиндров рулевых приводов изделия независимой силовой осевой нагрузки, имитирующей нагрузки на приводы в реальных условиях эксплуатации.
Сущность изобретения заключается в том, что в моделирующий комплекс для отладки системы управления автономным подвижным объектом, содержащий имитатор автономного подвижного объекта (АПО), устройство выработки сигналов управления, блок исполнительных механизмов АПО, пульт управления, устройство регистрации информации и поворотный стенд, оснащенный гироскопическими датчиками углов и угловых скоростей, при этом выходы имитатора АПО, на которых формируются сигналы углов курса, крена и тангажа, соединены с управляющими входами приводов поворотного стенда, выходы по сигналам линейных ускорений соединены с имитаторами измерителей линейных ускорений, выход по сигналу высоты движения соединен с имитатором измерителя высоты и соответствующим входом устройства регистрации информации, входы которого по сигналам дальности и бокового отклонения соединены с соответствующими выходами имитатора АПО, входы устройства выработки сигналов управления соединены с выходами гироскопических датчиков углов и угловых скоростей, имитаторов измерителей линейных ускорений и имитатора измерителя высоты, выходы устройства выработки сигналов управления соединены с входами блока исполнительных механизмов АПО, а выходы последнего, на которых формируются сигналы углов закладки рулей, соединены с соответствующими входами имитатора АПО и устройства регистрации информации, вход настройки и запуска имитатора АПО соединен с первым выходом пульта управлении, ко второму выходу которого подключен вход настройки и запуска устройства выработки сигналов управления и вход запуска блока исполнительных механизмов, введены имитатор шарнирного момента и вычислитель имитатора шарнирного момента, соответствующие входы которого подключены к выходам сигналов углов закладки рулей блока исполнительных механизмов АПО и к выходам сигналов скорости и угла атаки имитатора АПО, имитатор шарнирного момента содержит электрогидравлический насосный блок, к которому подключены силовые приводы имитатора шарнирного момента, каждый из которых содержит блок управления, выход которого соединен с управляющим входом электрогидравлического усилителя, формирующего усилие нагружения гидроцилиндра, шток которого кинематически связан через устройство сцепления со штоком гидроцилиндра соответствующего рулевого привода блока исполнительных механизмов АПО, при этом входы блока управления соединены с выходами датчиков давления в полостях гидроцилиндра, датчика положения штока гидроцилиндра и соответствующим выходом вычислителя имитатора шарнирного момента, вход запуска и настройки которого и вход запуска электрогидравлического насосного блока подключены к третьему и четвертому выходам пульта управления.
Сущность изобретения поясняется дальнейшим описанием и чертежом структурной схемы моделирующего комплекса, на котором обозначены:
1 - устройство регистрации информации;
2 - имитатор АПО;
3 - имитатор шарнирного момента;
4 - электрогидравлический насосный блок;
5-7 - силовые приводы имитатора шарнирного момента;
8 - поворотный стенд;
9-10 - имитаторы измерителей линейных ускорений;
11 - имитатор измерителя высоты (глубины);
12-14 - устройства сцепления;
15 - гироскопические датчики углов и угловых скоростей;
16 - устройство выработки сигналов управления;
17 - блок исполнительных механизмов АПО;
18 - вычислитель имитатора шарнирных моментов;
19 - пульт управления;
20 - электрогидравлический усилитель;
21, 22 - датчики давления в полостях гидроцилиндра;
23 - датчик положения штока гидроцилиндра;
24 - гидроцилиндр,
25 - блок управления,
26, 27, 28 - рулевые приводы АПО,
29 - блок усилительно-преобразовательных устройств;
30 - гидравлическая насосная станция
а
а
х
у
g
g
g
Как показано на чертеже структурной схемы моделирующего комплекса, выходы с первого по третий имитатора 2 АПО, на которых формируются сигналы углов курса (ψ), крена (γ) и тангажа (υ), соединены с управляющими входами приводов поворотного стенда 8, оснащенного гироскопическими датчиками 15 углов и угловых скоростей, четвертый и пятый выходы имитатора 2, на которых формируются сигналы ,  линейных ускорений, соединены с имитаторами 9, 10 измерителей линейных ускорений, а шестой выход по сигналу y высоты движения соединен с имитатором 11 измерителя высоты и с шестым входом устройства 1 регистрации информации, входы которого по сигналам дальности (x) и бокового отклонения (z) соединены с девятым и десятым выходами имитатора 2 АПО.
в
н
э
Входы с первого по шестой устройства 16 выработки сигналов управления соединены с выходами гироскопических датчиков 15 углов и угловых скоростей, седьмой, восьмой и девятый входы соединены с выходами имитаторов 9, 10 измерителей линейных ускорений и имитатора 11 измерителя высоты, а выходы устройства 16 выработки сигналов управления соединены с входами блока 29 усилительно-преобразовательных устройств в блоке 17 исполнительных механизмов АПО, выходы которых подключены к входам рулевых приводов 26, 27, 28, оснащенных датчиками положения штоков гидроцилиндров приводов. Выходные сигналы датчиков формируют значения углов закладки рулей высоты (δ), направления (δ) и элеронов (δ), которые поступают на первые, вторые и третьи входы вычислителя 18 ИШМ и устройства 1 регистрации информации, а также на второй, третий и четвертый входы имитатора 2 АПО, первый вход (настройки и запуска) которого соединен с первым выходом пульта 19 управления.
Ко второму выходу пульта 19 управления подключены входы запуска гидравлической насосной станции 30 и блока 29 усилительно-преобразовательных устройств в блоке 17 исполнительных механизмов АПО и десятый вход (настройки и запуска) устройства 16 выработки сигналов управления. К третьему выходу пульта 19 управления подключен шестой вход (настройки и запуска) вычислителя 18 ИШМ, четвертый и пятый входы которого соединены с седьмым и восьмым выходами имитатора 2 АПО, на которых формируются сигналы угла α атаки и скорости v автономного подвижного объекта. К четвертому выходу пульта 19 управления подключен вход запуска электрогидравлического насосного блока 4 в имитаторе 3 шарнирного момента.
К выходу насосного блока 4 подключены входы трех силовых приводов 5, 6, 7 ИШМ, каждый из которых содержит блок 25 управления, выход которого соединен с управляющим входом электрогидравлического усилителя 20, подключенного к насосному блоку 4 и формирующего усилие нагружения гидроцилиндра 24, шток которого кинематически связан через устройство сцепления 12 (13, 14) со штоком гидроцилиндра соответствующего рулевого привода 26 (27, 28) в блоке 17 исполнительных механизмов АПО. Входы блока 25 управления соединены с выходами датчиков 21, 22 давления в полостях гидроцилиндра, датчика 23 положения штока гидроцилиндра и с соответствующим выходом вычислителя 18 имитатора шарнирного момента.
Устройство 1 регистрации информации предназначено для визуального отображения траектории АПО и основных регистрируемых при моделировании параметров - координат траектории и отклонений рулей - и представляет собой, например, видеотерминальный комплекс, на запоминающих устройствах которого организовано накопление массивов значений регистрируемых параметров с одновременным их выводом на экран устройства.
Имитатор 2 АПО предназначен для выработки информации о моделируемом положении АПО в пространстве, его углах атаки и скольжения, угловых и линейных скоростях.
Известно [4, с. 403-404, 473-474], что для большинства АПО система дифференциальных уравнений, описывающих возмущенное движение, распадается на две группы уравнений, одна из которых описывает изменение параметров продольного движения, а другая - бокового движения, между которыми действуют перекрестные связи. Эта особенность учитывается и при построении имитатора АПО, что позволяет существенно упростить его реализацию.
В состав имитатора 2 АПО входят устройство моделирования бокового движения АПО, устройство моделирования продольного движения АПО и вычислитель коэффициентов перекрестных связей [7].
Алгоритм работы устройства моделирования бокового движения летательного аппарата описывается следующей системой уравнений:
где  - характерный размер;
ψ, γ, ϑ - углы курса, крена и тангажа АПО;
z
a
x
y
, , C, m, m - аэродинамические характеристики АПО;
x
у
z
ω, ω, ω - угловые скорости АПО;
x
y
xy
J, J, J - главные и центробежный моменты;
w
β, β - угол скольжения и составляющая угла скольжения от боковых порывов ветра;
a
z
- ускорение;
V - скорость,
α - угол атаки;
н
в
э
δ, δ, δ - углы закладки рулей направления, высоты и элеронов;
а
g
g
g
g
(y, Т(y) и ρ(y, T(y), ρ) - скорость звука и плотность воздуха, зависящие от распределения температуры воздуха по высоте и давления в точке местонахождения АПО;
S - характерная площадь;
A
b - средняя аэродинамическая хорда;
g - ускорение свободного падения;
m - масса АПО;
g
сек
g
р(y, V) и m(y, V) - высотно-скоростная и дроссельная характеристики маршевого двигателя;
,
g
g
ρ=ρ(y, T(y)),
,
1nc
2nc
P и Р - поправки, учитывающие взаимное влияние продольного и бокового каналов управления.
Алгоритм работы устройства моделирования продольного движения летательного аппарата может быть описан следующей системой уравнений:
w
где α - составляющая угла атаки от вертикальных порывов ветра;
a
а
х
у
и  - ускорения;
xa
уа
z
C, С, m - аэродинамические характеристики АПО;
g - ускорение свободного падения;
z
J - момент инерции АПО;
Н - высота, измеряемая радиовысотомером;
м
y - текущая высота подстилающей поверхности под АПО;
4n.c.
, Р - поправки, учитывающие взаимное влияние продольного и бокового каналов управления.
Во всех блоках имитатора 2 АПО программно или аппаратно (с использованием умножителей, делителей, сумматоров, квадраторов, интеграторов и т.п.) производится вычисление вышеуказанных зависимостей.
g
g
g
При этом на первом, втором и третьем выходах имитатора 2 АПО формируются соответственно сигналы угла ψ курса, угла γ крена и угла υ тангажа АПО. На четвертом и пятом выходах имитатора 2 формируются сигналы  и  проекций линейных ускорений АПО, на шестом выходе - сигнал y высоты движения АПО в нормальной земной системе координат, на седьмом выходе - сигнал α угла атаки, на восьмом - сигнал V скорости, а на девятом и десятом выходах - сигналы x и z, расстояния и бокового отклонения АПО в нормальной земной системе координат. На первый вход имитатора 2 АПО поступает сигнал запуска и остановки устройства.
Имитатор 3 шарнирного момента предназначен для создания независимой силовой осевой нагрузки на рулевых приводах 26, 27, 28 блока 17 исполнительных механизмов, имитирующей нагрузки на исполнительные механизмы АПО в реальных условиях эксплуатации.
Насосный блок 4 ИШМ обеспечивает подачу рабочей жидкости в силовые приводы 5, 6, 7 ИШМ и представляет собой стандартную гидравлическую насосную станцию, например, описанную в [8].
Силовые приводы 5, 6, 7 ИШМ являются электрогидравлическими следящими приводами возвратно-поступательного действия с обратной связью по положению. Величина требуемого усилия задается в виде функции от координаты штока гидроцилиндра 24 нагружаемого привода АПО и направления его движения.
Усилие нагружения в режиме реального времени обеспечивается формированием необходимого перепада давлений рабочей жидкости в полостях гидроцилиндра 24. Указанный перепад давлений создается двухкаскадным электрогидравлическим усилителем 20 (сервоклапаном).
Величина и знак электрического сигнала управления первым каскадом электрогидравлического усилителея рассчитывается в режиме реального времени в блоке 25. Для этого в блок 25 направляются сигналы датчиков 21, 22 давления в полостях гидроцилиндра, датчиков усилия растяжения - сжатия (в составе устройств 12, 13, 14 сцепления) и датчика 23 положения штока гидроцилиндра 24, что позволяет оценить текущую величину усилия нагружения, направление и скорость (ускорение) перемещения штока гидроцилиндра 24 ИШМ. Датчики в устройствах 12-14 сцепления являются датчиками усилия тензометрического типа и предназначены для измерения усилия и предотвращения поломки механизмов.
Блок 25 управления ИШМ представляет собой контролер (например, типа МАС8 производства Bosh Rexroth), настройки которого подбираются экспериментально, для обеспечения требуемого режима работы приводов имитатора 3 шарнирных моментов. На четвертый вход блока 25 из вычислителя 18 ИШМ поступает значение величины требуемого усилия на шток гидроцилиндра исполнительного механизма 17 АПО.
Датчики угловых скоростей и измерители углов блока 15 и измерители 9, 10 ускорений являются приборами исследуемого АПО. В качестве указанных устройств могут использоваться устройства, описанные, например, в [9].
Устройство 16 выработки сигналов управления предназначено для формирования сигналов управления рулевыми механизмами и является прибором исследуемой системы управления АПО. Устройство 16 выработки сигналов управления содержит три канала управления: рулями высоты, направления и элеронами, соответственно. Алгоритмы формирования законов управления широко известны и имеют вид [4, с. 78, рис. 4.4]:
ϑ
ϑ'
z
h
h
sh
ny
ψ
ψ'
ψ
γ
γ'
γ
z
y
z'
nр
nр
где K, K, T, K, T, K, K, K, K, Т, K, K, Т - передаточные коэффициенты; n, n, n - перегрузки; δ, Н (t), ,  - программные значения соответствующих параметров, определяющие закон движения ЛА; знаком (') - помечены сигналы, поступающие с имитаторов приборов реальной аппаратуры СУ.
ϑy
ωz
A0
0
np
уст
где K, K - передаточные коэффициенты; ϑ, ϑ суть в момент начала наведения в "продольной задаче" на объект наблюдения; ϑ и α - установочные значения параметров.
ψy
A0
A0
0
где K - передаточные коэффициенты; ψ - малая константа (например ψ=0,5 град), ψ - угол курса в момент "упреждения".
Блок 17 исполнительных механизмов представляет собой рулевые механизмы, являющиеся реальными приводами исследуемого АПО, приводящими в движение рули высоты, направления и элероны. Рулевые механизмы 17 АПО представляют собой три идентичных стандартных авиационных электрогидравлических привода. Каждый привод содержит усилитель мощности, выход которого соединен с входом электропривода, например РА-46, шток его выходного гидроцилиндра соединен с потенциометрическим датчиком положения, сигнал с которого замыкает обратную связь привода и является выходным сигналом блока 17, имитирующим закладку рулей АПО.
Рулевые приводы 26-28 АПО являются известными гидравлическими следящими приводами [10], которые через устройства 12-14 сцепления связаны с соответствующими силовыми приводами 5-7 имитатора 3 шарнирных моментов.
Блок 29 усилительно-преобразовательных устройств представляет собой электронный блок из трех усилителей мощности, которые формируют сигнал управления рулевыми приводами 26-28 АПО.
Гидравлическая насосная станция 30 обеспечивает подачу рабочей жидкости в рулевые приводы 26-28 АПО и представляет собой стандартную насосную станцию, например, описанную в [8].
Пульт 19 управления предназначен для запуска и останова моделирующего комплекса, ввода значений постоянных параметров и программных координат движения АПО.
Предлагаемый моделирующий комплекс работает следующим образом.
Вначале в соответствии с программой проведения испытаний осуществляется настройка моделирующего комплекса.
Реальные гироскопические датчики 15 углов и угловых скоростей устанавливаются на поворотный стенд 8. С первого выхода пульта 19 управления в имитатор 2 АПО вводятся значения констант, аэродинамические характеристики АПО, скорость звука и плотность воздуха, параметры рулей АПО, характеристики маршевого двигателя; а со второго выхода пульта управления в устройство 16 выработки сигналов управления вводятся программные координаты движения АПО по траектории. С третьего выхода пульта 19 управления в вычислитель 18 ИШМ вводятся константы, необходимые для вычисления шарнирного момента в соответствии с формулой (1), а затем на выходах пульта 19 управления формируются сигналы на запуск имитатора 2 АПО, устройства 16 выработки сигналов управления и электрогидравлического насосного блока 4, блоков 29, 30 в блоке 17 исполнительных механизмов и вычислителя 18 имитатора шарнирных моментов.
В имитаторе 2 АПО по исходным данным вырабатываются сигналы о положении АПО в пространстве и его относительной скорости движения. Сигналы, характеризующие углы крена ψ, крена γ и тангажа ϑ - АПО с первого, второго и третьего выходов имитатора 2 АПО поступают на входы поворотного стенда 8 и воспринимаются гироскопическими датчиками 15 углов и скоростей.
i
Сигналы, пропорциональные линейным ускорениям корпуса АПО и его высоте движения, с четвертого, пятого и шестого выходов имитатора 2 через имитаторы измерителей 9-10 линейных ускорений и имитатор 11 измерителя высоты (глубины) поступают в устройство 16 выработки сигналов управления. В устройстве 16 выработки сигналов управления в соответствии с алгоритмами (5) формируются управляющие сигналы для исполнительных механизмов 17 АПО. Одновременно сигналы закладки рулей δ с первого-третьего выходов блока 17 исполнительных механизмов поступают на первый-третий входы вычислителя 18 имитатора шарнирных моментов, на четвертый и пятый входы которого поступают сигналы угла атаки 2 и скорости движения АПО. В вычислителе 18 имитатора шарнирных моментов вначале определяется значение шарнирных моментов в соответствии с (1), а затем по известной формуле [4] вычисляется значение силы N, действующей на исполнительный механизм АПО.
где h - расстояние от центра давления руля до оси его вращения.
i
Вычисленные значения сил N с первого, второго и третьего выходов вычислителя 18 имитатора шарнирных моментов через вторые входы силовых приводов 5-7 ИШМ, подаются на четвертый (управляющий) вход блока 25 управления ИШМ, на первый и второй входы которого с датчиков 21 и 22 давления поступают измеренные значения давления масла в полостях исполнительного гидроцилиндра 24, а на третий вход - с датчика 23 положения поступают значения положения штока гидроцилиндра 24. По этим данным в блоке 25 управления ИШМ формируется значение требуемого усилия, имитирующего воздействие среды на исполнительные механизмы АПО, которое через электрогидравлический усилитель 20 ИШМ управляет перемещением штока гидроцилиндра 24 силового привода ИШМ 5 (6, 7), кинематически связанного через устройство 12 (13, 14) сцепления со штоком гидроцилиндра соответствующего рулевого привода 26 (27, 28). В результате происходит отклонение штока гидроцилиндра рулевого привода и, таким имитируется воздействие среды на рулевые приводы АПО, т.е. среда или тормозит или ускоряет движение рулей АПО.
При изменении положения штока в гидроцилиндре рулевого привода 26 (27, 28) соответственно, изменяется сигнал соединенного с ним датчика положения, который пропорционален углу закладки соответствующего руля. Далее сигналы, соответствующие новым значениям углов закладки рулей, откорректированным с учетом воздействия шарнирных моментов, поступают на входы со второго по четвертый имитатора 2 АПО и входы с первого по третий устройства 1 регистрации информации, и на этом контур управления исследуемой системы управления замыкается.
Через время, соответствующее приходу АПО в заданную точку по сигналам с первого, второго и третьего выходов пульта 19 управления система останавливается, и испытателями на устройстве 1 регистрации информации фиксируется величина промаха, а также другие параметры, зависящие от программы испытаний, по которым делаются выводы о качестве системы, ее работоспособности и прогнозы на результаты натурных испытаний.
Таким образом, предлагаемая комплексная испытательная система для отладки системы управления АПО сочетает основные достоинства натурных испытаний и математического моделирования и одновременно избавлена от присущих им недостатков. Основными достоинствами предлагаемой системы являются достоверность реакции реальной аппаратуры АПО, возможность моделирования ситуаций, недоступных для натурных экспериментов.
В предлагаемом комплексе осуществляются проверка СУ АПО с учетом воздействия на элементы системы внешних возмущающих факторов, таких как воздействие шарнирных моментов на руле, т.е. сил, действующих на исполнительные механизмы АПО, относительно их оси вращения, что обеспечивает функционирование основного управляющего устройства АПО - устройства выработки сигналов управления - в условиях, максимально приближенных к реальным.
Промышленная применимость изобретения определяется тем, что на основании приведенного описания и чертежа предлагаемый комплекс может быть изготовлен при использовании известных комплектующих изделий и технологического оборудования, применяемого для изготовления радиоэлектронных комплексов, и использован в качестве комплексной испытательной системы для прогнозирования результатов испытаний автономного подвижного объекта.
Список литературы
1. Ю.А. Лукомский, B.C. Чугунов. Системы управления морскими подвижными объектами: Учебник - Л. Судостроение, 1988 г. с. 272.
2. Автоматизированные испытания в авиастроении. Р.И. Адгамов, М.М. Бернеев, И.А. Заляев и др. - М.: Машиностроение, 1989 г. с. 232.
3. Чернышев А.В. Проектирование стендов для испытаний и контроля бортовых систем летательных аппаратов: Учебник для авиационных специальностей вузов. - М.: Машиностроение, 1983 г. с. 384.
4. А.А. Лебедев, Л.С. Чернобровкин. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. Учебное пособие для вузов. Изд. 2-е, переработанное и дополненное. - М.: Машиностроение, 1973 г. с. 616.
5. Шалыгин А.С., Палаин Ю.И. Прикладные методы статистического моделирования. - Л.: Машиностроение, Ленинград. Отделение, 1986 г.
6. Петров Г.М., Лакунин И.Б., Бартольд Э.Е. Методы моделирования систем управления на аналоговых и аналого-цифровых вычислительных машинах. - М.: Машиностроение, 1975 г. с. 256, прототип.
7. Патент РФ №2432592 МПК G05В 13/04 комплекс для проверки системы управления беспилотного летательного аппарата, 14.10.2010 г.
8. Гидравлический следящий привод Гамынин Н.С. и др. Под редакцией В.А. Лещенко. - М.: Машиностроение, 1968 г. с. 564.
9. Кузовков Н.Г. Системы стабилизации летательных аппаратов (баллистических и защитных ракет). - М.: Высшая школа, 1976 г.
10. Гамынин Н.С. Гидравлический привод систем управления. - М.: Машиностроение, 1976 г., с. 11 рис. 4.