Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата
METHOD FOR FORMING AN ADAPTIVE LATERAL-DIRECTIONAL INPUT OF AN AIRCRAFT

Настоящее изобретение относится к бортовым автоматическим системам управления движением и стабилизации летательного аппарата, выполненного по нормальной аэродинамической схеме, совершающего маневры в широком диапазоне скоростей и высот полета, подвергающегося в процессе полета внешним и внутренним возмущающим воздействиям.
Из существующего уровня техники известны способ формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации углового движения летательного аппарата (RU 2569580, опубл. 27.11.2015), способ формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации углового движения летательного аппарата (RU 2339990, опубл. 27.11.2008).
Недостатками данных технических решений является необходимость введения дополнительных измерительных устройств для измерения скоростного напора и отсутствие учета допусков на аэродинамические характеристики летательного аппарата.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является «Способ формирования сигнала управления боковым движением летательного аппарата и устройство для его осуществления» (RU 2339990, опубл. 27.11.2008).
Этот способ состоит в том, что задают сигнал управления по курсу, измеряют сигнал углового положения и угловой скорости по курсу летательного аппарата, формируют сигнал рассогласования по курсу, равный разности сигналов управления и углового положения по курсу, усиливают сигнал рассогласования и угловой скорости по курсу, суммируют усиленный сигнал рассогласования и угловой скорости по курсу, измеряют сигнал углового положения и угловой скорости по крену, формируют сигнал рассогласования по крену, равный разности сигналов управления и углового положения по крену, усиливают сигнал рассогласования и угловой скорости по крену и суммируют усиленный сигнал рассогласования и угловой скорости по крену, формируют выходной сигнал управления по курсу посредством ограничения суммарного сигнала по курсу, формируют сигнал модульной функции как сумму релейного и нелинейного компонентов сигнала управления по курсу, формируют базовый сигнал управления по крену, равный сигналу управления по курсу при превышении сигналом модульной функции заданной величины зоны нечувствительности релейной и нелинейной компонент и равный нулю в противном случае, фильтруют базовый сигнал управления по крену, инвертируют отфильтрованный сигнал, формируют сигнал управления по крену как усиленный инвертированный сигнал и формируют выходной сигнал управления по крену посредством ограничения суммарного сигнала по крену.
Недостатками способа, принятого за прототип, являются отсутствие учета априорной информации о возмущающих воздействиях, отсутствие учета неточностей знания параметров атмосферы и неточностей знания аэродинамических характеристик летательного аппарата.
Решаемой в предлагаемом способе формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата технической задачей является обеспечение требуемого качества стабилизации углового движения летательного аппарата в широком диапазоне скоростей и высот полета при действии возмущений.
Для решения указанной технической задачи в процессе полета производится идентификация аэродинамических характеристик летательного аппарата на основе восстановления угла скольжения, уточнения измеряемых угловых скоростей рыскания и крена, измеренных значений углов рыскания и крена и углов отклонения рулевых поверхностей летательного аппарата.
Восстановление угла скольжения производится с использованием линейного непрерывного фильтра Калмана с учетом погрешностей измерений поперечного ускорения и угловых скоростей рыскания и крена.
Сущность способа заключается в том, что производят идентификацию аэродинамических характеристик летательного аппарата на основе восстановления угла скольжения, измеренных углов рыскания и крена, углов отклонения рулевых поверхностей, угловой скорости рыскания, угловой скорости крена, а также поперечного ускорения, при этом восстановление угла скольжения производят с использованием линейного непрерывного фильтра Калмана-Бьюси с учетом погрешностей измерения поперечного ускорения и угловых скоростей рыскания и крена, корректируют коэффициенты усиления контура управления боковым движением летательного аппарата, формируют адаптивный сигнал управления боковым движением летательного аппарата на основе скорректированных коэффициентов.
Последовательность реализации способа формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата описывается следующим образом.
Уравнения возмущенного бокового движения имеют следующий вид (1):
,
,
,
,
,
,
,
,
,
,
,
,
.
x
y
где β, ω, ω - угол скольжения, угловые скорости крена и рыскания соответственно,
, , , , , , ,  - аэродинамические коэффициенты ЛА,
q - скоростной напор,
m - масса ЛА,
S - характерная площадь ЛА,
L - характерная длина ЛА для приведения аэродинамических характеристик в канале рыскания,
D - характерный диаметр ЛА для приведения аэродинамических характеристик в канале крена,
V - скорость ЛА,
x
y
I, I - моменты инерции ЛА,
α - угол атаки ЛА,
н
э
σ, σ - управляющие сигналы на рули направления и крена,
н
э
δ, δ - суммарные углы отклонения рулей, задействованных в каналах рыскания и крена,
ни
эи
δ, δ - суммарные измеренные углы отклонения рулей, задействованных в каналах рыскания и крена,
, ,  - возмущающие воздействия:
,
,
,
, , , , ,  - допуска на аэродинамические характеристики, %,
- возмущения, вызываемые ветровыми воздействиями, , 1/с,
z
W - скорость горизонтального ветра в поперечном направлении, м/с,
ρ
K - отклонение плотности воздуха от номинальных значений, %,
Δy
Δz
K, K - допуска на положение центра масс ЛА в вертикальном и поперечном направлениях, м,
, , , , ,
, , ,
T - постоянная времени рулевого привода,
пр
ψ - программное значение угла рыскания,
ψ
K, ,  - коэффициенты усиления контура стабилизации рыскания,
γ
K, ,  - коэффициенты усиления контура стабилизации крена.
Математическая модель измерений описывается системой уравнений (2)
zи
и
Здесь n, δ - измеренные значения поперечной перегрузки и углов отклонения рулевых поверхностей соответственно,
, ,  - ошибки измерений угловых скоростей крена, рыскания и поперечной перегрузки соответственно.
Восстановление угла скольжения проводится на основе линейного непрерывного фильтра Калмана-Бьюси (ФКБ).
Векторные уравнения ФКБ (3) приведены ниже:
где  - вектор оцениваемых параметров,
A - матрица правой части математической модели движения (1),
u - вектор известных составляющих правой части,
P - матрица ковариаций ошибки оценки в процессе оценки,
H - известная матрица правой части модели измерений,
R - матрица ковариаций шумов измерений,
Q - матрица ковариаций внешних возмущений.
Восстановление угла скольжения, а также оценки измеряемых с погрешностями угловых скоростей крена и рыскания проводятся с использованием следующих уравнений (4):
,
,
,
,
,
,
,
,
21
12
p=p,
31
13
p=p,
32
23
p=p.
Здесь , ,  - оценки угла скольжения и угловых скоростей крена и рыскания, , ,  - априорные дисперсии измерений,  - априорная дисперсия угловой скорости ветрового порыва.
На основании уравнения (1) можно записать выражение для определения реализованного коэффициента :
Адаптивные сигналы управления боковым движением летательного аппарата формируются на основе скорректированных коэффициентов, ,  по формулам (6), (7):
50
5
Здесь b - значение коэффициента b для номинальных аэродинамических характеристик, , ,  - коэффициенты усиления, обеспечивающие выполнение требований к качеству переходных процессов при номинальных аэродинамических характеристиках, D - добротность рулевого привода, ,  вычисляются по формуле (8):
Сформированные адаптивные сигналы управления боковым движением летательного аппарата ,  имеют вид (9), (10):
Предложенная схема коррекции коэффициентов контура стабилизации на основе идентифицированных аэродинамических коэффициентов позволяет повысить качество переходных процессов отработки возмущений.
Эффективность принятого подхода к коррекции коэффициентов в процессе полета подтверждена результатами анализа и математического моделирования.
Все составные операции способа могут быть выполнены программно-алгоритмически в бортовых вычислительных машинах беспилотных летательных аппаратов.