Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Обобщенная структура пилотажной системы 10
1.1 Постановка задачи управления беспилотными летательными аппаратами 10
1.2 Общая структура пилотажной системы 12
1.3 Измерение и оценивание параметров движения летательного аппарата 15
1.4 Математические модели основных элементов пилотажной системы 17
1.4.1 Классическая математическая модель летательного аппарата 17
1.4.1.1 Уравнения пространственного движения 17
1.4.1.2 Вычисление внешних и внутренних сил 20
1.4.1.3 Вычисление аэродинамических моментов 22
1.4.2 Модели датчиков 23
1.4.2.1 Модели датчиков угловых скоростей и линейных ускорений 23
1.4.2.2 Модель баровысотомера 24
1.4.2.3 Датчик углов ориентации 25
1.4.3 Модель исполнительных механизмов 28
Выводы 29
Глава 2. Исследования БПЛА заданного класса как объекта управления 30
2.1 Математические модели беспилотного летательного аппарата 30
2.1.1 Нелинейная математическая модель летательного аппарата 30
2.1.2 Линеаризованная модель летательного аппарата 35
2.2 Анализ структуры каналов летательного аппарата 51
2.3 Декомпозиция линеаризованной математической модели 53 летательного аппарата
Выводы 62
Глава 3. Выбор и обоснование оптимальных структур каналов автопилота беспилотного летательного аппарата 64
3.1 Критерии оптимальности 64
3.2 Методика структурно-параметрического синтеза оптимальной пилотажной системы БПЛА 67
3.3 Структурный синтез каналов автопилота беспилотного летательного аппарата 69
3.3.1 Продольный канал 69
3.3.1.1 Управление рулем высоты 69
3.3.1.2 Управление дроссельной заслонкой 83
3.3.2 Боковой канал 88
3.3.2.1 Управление элеронами 88
3.3.2.2 Управление рулем напрвления 92
3.4 Обоснование и выбор оптимальных структур автопилота 100
3.4.1 Управление рулем высоты 100
3.4.2 Управление дроссельной заслонкой 101
3.4.3 Управление элеронами 101
3.4.4 Управление рулем направления 102
3.5 Синтез системы автоматического управления, инвариантной к турбулентной атмосфере
Выводы 106
Глава 4. Исследование характеристик контуров управления и стабилизации летательного аппарата 107
4.1 Исследование законов управления БПЛА в среде MATLAB 107
4.1.1 Непрерывные законы управления 107
4.1.1.1 Управление рулем высоты 108
4.1.1.2 Управление дроссельной заслонкой 111
4.1.1.3 Управление элеронами 113
4.1.1.4 Управление рулем направления 115
4.1.2 Дискретные законы управления пилотажной системы БПЛА ^\в
4.1.2.1 Дискретное управление высотой
4.1.2.2 Дискретное управление скоростью
4.1.2.3 Дискретное управление углом крена 121
4.1.2.4 Дискретное управление направлением движения j
4.1.3 Учет влияния погрешностей и шумов датчиков
4.1.4 Доработка регуляторов высоты и крена с учётом влияния турбулентности атмосферы.
4.1.4.1 Анализ и доработка регулятора крена
4.1.4.2 Анализ и доработка регулятора высоты по тангажу
4.1.4.2.1 Амплитудно-фазовые частотные характеристики канала тангажа
4.1.4.2.2 Анализ летательного аппарата как фильтра по углу тангажа ,
4.2 Результаты лётных испытаний БПЛА комплекса «Типчак»
Выводы
Заключение
Список использованных источников , л с
Приложение
- Общая структура пилотажной системы
- Нелинейная математическая модель летательного аппарата
- Методика структурно-параметрического синтеза оптимальной пилотажной системы БПЛА
- Непрерывные законы управления
Введение к работе
Актуальность проблемы
Беспилотные летательные аппараты (БПЛА) и их комплексы на сегодняшний день являются наиболее перспективными, динамично развивающимися, уникальными системами военного и гражданского назначения. Прослеживается тенденция наращивания усилий ряда научно и технически развитых стран по разработке БПЛА и их комплексов, прежде всего малоразмерных. Анализ существующих и перспективных БПЛА показывает, что в настоящее время определились предпочтительные схемы и компоновки для каждого класса аппаратов, рациональность которых подтверждена опытом разработчиков различных стран. На сегодня большинство построенных, строящихся и находящихся в эксплуатации БПЛА — это крылатые аппараты самолетных схем.
Качественное решение целевой задачи БПЛА зависит от бесперебойной работы всех бортовых систем, однако особая роль отводится навигационно-пилотажным системам БПЛА, так как автономность, независимость от человеческого фактора, устойчивость к внешним воздействиям являются решающими факторами успешности выполнения миссий БПЛА.
Навигационно-пилотажные системы современных беспилотных летательных аппаратов разнообразны по своей архитектуре в зависимости от типа летательного аппарата, его массы, аэродинамической схемы, стоимости и требований, предъявляемых к точности, качеству управления, устойчивости, автономности. Решаемые ими задачи можно разделить на две подзадачи: подзадача навигации, которая заключается в определении координат летательного аппарата в пространстве, и подзадача пилотирования, которая заключается в управлении летательным аппаратом по навигационным параметрам. Известны универсальные решения первой подзадачи, в то же время оптимальное решение второй подзадачи в значительной степени зависит от класса летательного аппарата, его компоновки, аэродинамической схемы и др. особенностей. В этой связи исследования в области структурно-параметрического синтеза оптимальной пилотажной системы для крылатого малоразмерного беспилотного летательного аппарата самолетной схемы среднего радиуса действия со стартовой массой до 100 кг являются актуальными.
Цель работы
Целью работы является создание оптимального автопилота БПЛА заданного класса, позволяющего улучшить характеристики качества управления полётом.
Направление исследований
- исследование БПЛА заданного класса как объекта управления;
- разработка системы критериев оптимальности и метода синтеза оптимальной пилотажной системы для БПЛА заданного класса;
- анализ возможных структур каналов управления "автопилота;
- выбор и обоснование оптимальных структур в соответствии с системой критериев оптимальности;
- проверка достоверности полученных результатов на основе полной нелинейной модели системы.
Методы исследования
В работе используются методы теории систем автоматического регулирования, методы теории стационарных случайных процессов, методы математического моделирования
Научная новизна
- исследован БПЛА заданного класса как объект управления;
- разработана система критериев для отбора структур каналов и параметрической оптимизации автопилота БПЛА заданного класса;
- предложен метод синтеза автопилота БПЛА, заключающийся в описании и исследовании сложного динамического объекта управления, как совокупности взаимодействующих компонентов, полученных в результате декомпозиции, структурной оптимизации отдельных каналов автопилота и параметрической оптимизации устройства как единого целого;
разработаны оптимальные структуры каналов автопилота, обеспечивающие необходимое качество пилотирования БПЛА заданного класса.
Основные положения, выносимые на защиту
- обобщённые характеристики БПЛА заданного класса как объекта управления в виде линеаризованных уравнений и передаточных функций по управляющим воздействиям; система критериев для структурно-параметрического синтеза оптимальной пилотажной системы БПЛА заданного класса; оптимальные структуры каналов автопилота, обеспечивающие необходимое качество управления в различных условиях полёта. Практическая ценность
- разработана группа математических моделей БПЛА как объекта управления, включающая в себя нелинейную модель, линеаризованную модель, систему передаточных функций;
- разработана многоуровневая система критериев для структурно-параметрического синтеза оптимального автопилота БПЛА заданного класса; разработана методика структурно-параметрического синтеза пилотажной системы БПЛА заданного класса;
- разработан программный моделирующий комплекс для исследования и отработки пилотажной системы;
- предложены оптимальные схемы построения пилотажной системы, необходимые для качественного пилотирования БПЛА, в том числе и в турбулентной атмосфере.
Апробация работы
Основные результаты работы были вынесены на обсуждение на следующих конференциях: - Всероссийская научно - техническая конференция «Моделирование и обработка информации в технических системах» - Рыбинск, 2004.
- XXIX конференция молодых ученых и студентов - Рыбинск, 2005.
Публикации
По результатам выполненных исследований опубликовано 6 печатных работ. Из них 2 тезиса докладов научных конференций и 4 статьи. Две статьи опубликованы в журналах, рекомендованных ВАК.
Структура и объём диссертации
Диссертационная работа состоит из введения, четырёх основных глав, заключения, списка литературы и приложения. Основная часть диссертации содержит 150 страниц текста, 107 рисунков. Список литературы содержит 65 наименований.
Общая структура пилотажной системы
Для управления движением летательного аппарата необходимо воздействовать на силы и моменты, действующие на летательный аппарат[41]. К таким силам и моментам относятся: аэродинамические силы и моменты, сила тяги, сила веса, силы и моменты сопротивления.
В качестве регулирующих факторов, позволяющих воздействовать на летательный аппарат для управления его движением, используются углы отклонения руля высоты, руля направления, элеронов, тяга двигателя. БПЛА как объект управления представляет собой сложную динамическую систему из-за наличия большого количества связанных между собой параметров и сложных перекрестных взаимодействий между ними. Однако сложное движение ЛА часто разбивают на простейшие виды: угловые движения и движения центра масс, продольное и боковое движение. Органы управления, создающие управляющие воздействия, можно разделить на две группы: 1 - органы продольного управления, обеспечивающие движение в продольной плоскости: руль высоты и рычаг управления двигателем; 2 - органы управления боковым движением, обеспечивающие необходимый характер изменения углов крена, скольжения и рыскания: руль направления и элероны. Подобное деление органов управления является условным, так как можно привести режимы полета, в которых органы управления оказывают перекрестные воздействия на другие движения. В тоже время такой подход позволяет выделить главные функции конкретных органов и каналов управления и независимо решать множество относительно простых и имеющих практическую ценность задач [39]. Для обеспечения полной автоматизации управления полетом необходимо четыре канала управления: 1 - канал управления двигателем; 2 - канал управления рулем высоты; 3 - канал управления элеронами; 4 — канал управления рулем направления. Канал управления двигателем осуществляет регулирование тяги в соответствии с заданной программой полета. Три следующих канала управления обеспечивают необходимое угловое положение аппарата в пространстве.
Принципиальная схема автоматического управления полетом приведена на рис. 1.2. Информация о параметрах движения БПЛА поступает в соответствующие каналы автопилота, где формируются команды на рули, элероны и рычаг управления двигателем, которые обеспечивают заданное управление полетом.
Функциональная схема канала управления Основной задачей синтеза пилотажной системы БПЛА является выбор структуры и параметров каналов управления, обеспечивающих получение заданного качества управления полетом, на основании динамических свойств ЛА как регулируемого объекта и требований к качеству управления.
При этом как структуры, так и динамические параметры регуляторов должны быть оптимальными в соответствии с системой критериев, учитывающей особенности летательных аппаратов заданного класса и специфику целевых задач.
Состояние ЛА как управляемой динамической системы характеризуется некоторым вектором состояния, оценить компоненты которого можно с использованием определенного набора измерительных устройств [43]. Автопилот БПЛА заданного класса должен иметь небольшую массу и габариты, а также невысокую стоимость изготовления. Требование относительной дешевизны изготовления обуславливает применение в составе пилотажной системы недорогих датчиков. Как правило, такие датчики не обладают высокой точностью. Поскольку измерители не идеальны, то для получения достоверной информации необходима избыточность измерительных устройств и измерений, комплексирование измерителей и оптимальная обработка результатов измерений [45]. В этой связи становится актуальной проблема выбора минимального количества датчиков, обеспечивающих НПС надежной и достоверной информацией.
Каждый датчик имеет первичный преобразователь (чувствительный элемент), который определенным образом связан с объектом управления. В качестве первичных преобразователей на ЛА применяются позиционные и интегрирующие гироскопы, измерители угловых скоростей, акселерометры, высотомеры, измерители аэродинамических углов, измерители скоростного напора и составляющих вектора воздушной скорости, измерители составляющих вектора магнитного поля и курса. Первичные преобразователи вместе с усилительно-преобразовательными и корректирующими устройствами образуют датчик или измерительную систему.
Датчики преобразуют измеряемые параметры в другие (чаще электрические), которые подвергаются дальнейшей обработке. При этом решается два вида задач: определение характеристик объекта и управление объектом. Первая задача решается путем накопления информации о реакции объекта на детерминированные или случайные внешние воздействия и чаще имеет лишь информационный характер. Задача управления более сложная, конечная цель которой - организация нужного поведения объекта [13]. Она решается путем сопоставления заданных и фактических параметров управляемого процесса и выработки соответствующего воздействия на органы управления [14,15]. Датчик в этом случае является элементом автоматической системы и должен обладать определенными свойствами. Основными характеристиками такого датчика являются передаточная функция и статическая погрешность. Передаточная функция определяет динамические погрешности датчика. Они должны быть достаточно малы в полосе пропускания контура, включающего в себя ЛА и систему автоматического управления. Таким образом, полоса пропускания датчика должна перекрывать полосу пропускания указанного контура, в котором установлен датчик. Статические погрешности датчика должны быть существенно меньше требуемых погрешностей управляемого процесса. Очевидно, исходя из динамических свойств объекта и заданного качества управления, определяются динамические и статические свойства датчиков.
Перечень информационно-измерительной аппаратуры, обеспечивающей пилотажную систему БПЛА необходимой информацией, содержит следующие датчики и системы: - измерители воздушных скоростей; - баровысотомер; - датчики угловых скоростей (ДУС); - датчики линейных ускорений (ДЛУ); - датчики аэродинамических углов; - бесплатформенная инерциальная курсовертикаль (БИКВ).
Нелинейная математическая модель летательного аппарата
При рассмотрении БПЛА как объекта управления необходимо исследовать влияние вектора скорости ветра на модель БПЛА. В классической модели ЛА, приведённой в главе 1, влияния ветра учитывается через углы атаки и скольжения (выражения 1.8, 1.9, 1.10). Однако в линеаризованной модели БПЛА эти углы не будут учитывать влияние вектора скорости ветра на модель БПЛА [2]. Для того, чтобы учитывалось это влияние, необходимо рассматривать не относительное угловое положение связанной и скоростной систем координат, определяемое углами атаки а и скольжения Р и скоростным углом крена уа, а относительное положение траекторнои и связанной систем координат [20]. Это относительное положение не определено [64], поэтому необходимо ввести в рассмотрение следующие углы (см. приложение А): а/с - траекторный угол атаки, (ЗІ - траекторный угол скольжения, у к — траекторный угол крена.
Из анализа структурной схемы продольного канала видно, что параметры вектора состояния Vk,Q,e z,ak,H имеют перекрестные связи и достаточно сложным образом выражаются через управляющие воздействия и составляющие скорости ветра. В то же время параметр 0 зависит только от со. и может быть выражен через нее. Если пренебречь малыми коэффициентами связи параметров вектора состояния с высотой полета, то и высота может быть выражена только через угол наклона траектории 0. Для описания же зависимостей каждого из параметров к,, аг,а.к с управляющими воздействиями необходимо выполнить декомпозицию многомерного объекта.
Аналогичные выводы можно сделать и для бокового канала. Параметры вектора состояния (ах, ау,$к,ук имеют между собой перекрестные связи и могут быть выражены через управляющие воздействия только после выполнения процедуры декомпозиции. Параметры же Р,у/,у не имеют перекрестных связей и могут быть достаточно легко выражены через другие параметры вектора состояния. Таким образом, для построения развязанных математических зависимостей параметров к,,(о.,ак продольного канала и параметров (ох,(оу,Рк,ук бокового канала от управляющих воздействий необходимо выполнить декомпозицию многомерных линеаризованных математических моделей продольного и бокового каналов.
1. Разработана нелинейная математическая модель движения БПЛА учитывающая особенности ЛА заданного класса и влияние внешних воздействий.
2. Введение в вектор состояния нелинейной математической модели БПЛА траекторных углов атаки, скольжения и крена, а также вектора скорости ветра позволяет сохранить влияние ветровых воздействий в линеаризованной модели.
3. Анализ матрицы коэффициентов линеаризованной модели показал, что в режиме прямолинейного горизонтального полёта с постоянной скоростью, который представляет наибольший интерес, движение БПЛА можно представить в виде изолированных продольного и бокового движения.
4. В результате декомпозиции линеаризованных математических моделей продольного и бокового каналов получены передаточные функции БПЛА по управляющим воздействиям, необходимые для синтеза структуры и параметров автопилота.
5. Обобщённые выражения для коэффициентов линеаризованной модели и передаточные функции, полученные на основе нелинейной математической модели движения БПЛА с введёнными в вектор состояния траекторными углами атаки, скольжения крена и вектора скорости ветра, наиболее полно описывают БПЛА как объект управления.
БПЛА представляет собой сложный динамический объект, и разработка оптимальной системы управления для такого объекта является довольно трудной задачей. В этой связи при создании оптимальной пилотажной системы БПЛА применён системный подход, который предполагает учёт множества факторов. Такими факторами являются свойства БПЛА как объекта управления, взаимодействие с внешней средой, тактико-технические требования, специфика целевых задач, особенности каналов управления, применение различных законов управления и др. Сложный динамический объект описывается как совокупность взаимодействующих компонентов. Такими компонентами являются отдельные каналы БПЛА, выделенные и представленные в виде отдельных структур, каналы пилотажного блока, также выделенные в обособленные структуры. Выполняются исследования частей, выделенных из единого целого. Производится синтез оптимальных частей на основе разработанной системы критериев, причём на заключительном этапе синтеза учитываются связи между частями в едином целом. Таким образом, в полной мере использована методология познания частей на основании целого, являющаяся основой системного подхода. В результате системного подхода разработана система критериев оптимальности и методика синтеза оптимальной пилотажной системы БПЛА заданного класса.
Методика структурно-параметрического синтеза оптимальной пилотажной системы БПЛА
В данном разделе рассмотрим одну из возможных методик, позволяющую выполнить структурный и параметрический синтез оптимальной пилотажной системы.
Процесс разработки автоматических систем управления БПЛА можно разделить на следующие этапы: построение нелинейной стационарной математической модели и более простых линеаризованных моделей, синтез структуры и приближенных параметров системы управления с использованием линеаризованных моделей, доводка структуры регулятора и уточнение параметров системы управления с использованием нелинейной стационарной модели БПЛА. Рассмотрим эти этапы более подробно.
На первом этапе строится по возможности точная математическая модель летательного аппарата. Для этой цели используются программы расчета параметров ЛА по геометрическим и массогабаритным характеристикам, продувки ЛА в аэродинамической трубе и идентификация параметров по результатам летных испытаний. Полученная математическая модель линеаризуется, причем опорные точки линеаризации выбираются на типовых режимах полета и при наиболее вероятных условиях окружающей среды. Нелинейная и линеаризованная математические модели получены в главе 2.
Полученная математическая модель все еще остается неудобной для структурного синтеза законов управления, так как описывает многомерный многосвязный объект управления. Поэтому дальнейшие действия заключаются в выполнении декомпозиции объекта управления и вычислении матрицы передаточных функций [60].
Анализ линейной модели БПЛА в режиме прямолинейного горизонтального полета показывает, что при обнулении незначительно влияющих коэффициентов, матрица коэффициентов при векторе состояния делится на две более простых. Одна из них описывает продольный канал, другая - боковой. На их основе рассчитываются дополнительные передаточные функции, учитывающие связи, исключенные при упрощении матрицы коэффициентов при векторе состояния. Полученный таким образом набор передаточных функций полностью характеризует поведение ЛА в режиме прямолинейного горизонтального полета и при небольших отклонениях от него. Указанный набор передаточных функций получен в главе 2.
На следующем этапе выполняется анализ динамических свойств БПЛА на основе частотных характеристик W(j), которые строятся с использованием передаточных функций БПЛА. По результатам этого анализа подбирается желаемая структура линейного регулятора для каждого канала управления.
Следующий этап синтеза системы управления заключается в анализе и доводке структуры регуляторов с приближенными параметрами с использованием нелинейной модели БПЛА. С этой целью строится достаточно точная нелинейная стационарная модель БПЛА с системами измерения, оценивания и управления. Производится уточнение структур и параметров регуляторов с учетом дискретности, запаздывания в каналах измерения и преобразования,
На структурной схеме (см. рис. 3.2) приведены дополнительные выходы по вертикальной скорости Vy, углу тангажа & и угловой скорости coz. Вертикальная скорость Vy вычисляется дифференцированием высоты Н. Угол тангажа определяется через передаточную функцию ЛА по углу тангажа. Угловая скорость o z задана дифференцированием угла тангажа. Угол отклонения руля высоты 5рв ограничен на уровне 0.2 радиана. АФЧХ ЛА по высоте с пропорциональным законом управления Из анализа характеристик следует, что система имеет запас устойчивости 110. Такой запас устойчивости обеспечивает удовлетворительные динамические характеристики автоматической системы, что подтверждают переходные характеристики работы системы при наборе высоты от нуля до 100 м, приведенные на рис. 3.4.
Рис. 3.4. График набора высоты с пропорциональным законом управления
Однако малый коэффициент усиления регулятора не позволяет получить удовлетворительную скороподъемность. Ее максимальное значение не превышает 3 м/с. Процесс выхода на заданную высоту затягивается. Время выхода на высоту 100 м достигает 200с. Другие параметры продольного канала: вертикальная скорость Vy, угол тангажа 0 и угловая скорость GOZ не превышают заданных ограничений. Тем не менее, рассмотренный закон управления рулем высоты нельзя считать удовлетворительным из-за ограниченной скороподъемности.
С целью увеличения вертикальной скорости ЛА необходимо повысить коэффициент усиления регулятора, а для обеспечения удовлетворительных динамических характеристик ввести производную в закон управления. Однако в этом случае увеличивается вероятность превышения предельных параметров по вертикальной скорости, углу тангажа и угловой скорости coz-
Коэффициенты в законе управления подобраны из условия получения запаса устойчивости по фазе в пределах 45 - 55, что гарантирует апериодический переходный процесс в условиях детерминированного воздействия. АФЧХ ЛА по высоте с законом управления 0.001(2s+l)/(0.02s+l) приведены на рис. 3.6.
Видно, что скороподъемность возросла до 6 м/с. На высоту близкую к 100 м ЛА выходит за 20 с. Однако сохраняется замедленный набор высоты при малых рассогласованиях. Затянутость конечного этапа набора высоты можно сократить, повысив порядок астатизма системы управления. С этой целью в закон управления введено дополнительное звено -изодром. Параметры изодрома подобраны так, чтобы в области частоты среза системы управления высотой динамический коэффициент передачи регулятора не изменился, а на более низких частотах повысился. Структурная схема системы управления по высоте с пропорционально-дифференциальным и изодромным регулированием
Характеристика набора высоты с системой с изодромным регулированием приведена на рис. 3.9. Видно, что система вывела ЛА на заданную высоту без затянутого конечного этапа, но некоторая колебательность процесса сохранилась. Одним из существенных недостатков рассмотренной системы является наличие в ней дифференцирующих звеньев. В условиях высокого уровня шумов в измеренном сигнале дифференцирующие звенья усиливают шумы в большей степени, чем полезный сигнал, так как он является низкочастотным. Качество регулирования снижается.
Непрерывные законы управления
Ранее было отмечено, что наиболее простое и качественое управление по высоте можно получить при замыкании основного контура регулятора по тангажу. Регулятор высоты формирует управляющее воздействие на руль высоты dpv (выход 1) (рис. 4.2), которое определяется в зависимости от сигнала рассогласования по углу тангажа и формируется несколькими контурами. Основной контур регулятора включает: вход 2 по углу тангажа (tang), датчик рассогласования, изодром и ограничитель отклонения руля высоты. На датчик рассогласования основного контура регулятора подается измеренный и заданный углы тангажа. Угол тангажа измеряется вертикалью (БИКВ). Заданный угол тангажа формируется дополнительным контуром в зависимости от рассогласования по высоте и корректируется вертикальной скоростью полета. Изодром улучшает статические и динамические характеристики основного контура. Интеграл в изодроме инициализируется на уровне 6. Коэффициент передачи пропорциональной части изодома зависит от скоростного напора, который вычисляется в зависимости от воздушной скорости ЛА (перепада давлений в приемнике воздушного давления). Контур формирования заданного угла тангажа включает в себя: вход 1 по высоте, датчик рассогласования по высоте, ограничитель рассогласования по высоте, изодром в канале заданного угла тангажа, коррекцию заданного угла тангажа по вертикальной скорости, ограничитель по предельным уровням заданного угла тангажа и формирователь заданного угла тангажа в зависимости от воздушной скорости полета ЛА. На датчик рассогласования по высоте подается заданная высота полета Hzad с программного блока борта или с НПУ (вход 3), - которая предварительно ограничивается заданным диапазоном высот, и оценка фактической высоты Н (вход 1). Сигнал рассогласования ограничивается. Следующий за ограничителем коэффициент передачи преобразует рассогласование по высоте в заданный угол тангажа. Изодром устраняет статическую ошибку и улучшает динамику контура. Далее угол тангажа корректируется вертикальной скоростью и подается на блок формирования тангажа на предельных режимах полета ЛА (MATLAB Function). Здесь предусматривается коррекция тангажа на режиме недостаточной тяги и предельной минимальной скорости полета, на режиме останова двигателя и на режиме снижения с максимальной скоростью, превышающей 55 м/с. Если при недостаточной тяге скорость полета ЛА снижается до предельной минимальной, то заданный тангаж снижается, что предотвращает выход ЛА на запредельные углы атаки и предотвращает сваливание его в штопор. При этом возможна временная потеря высоты, пока воздушная скорость полета сохраняется запредельной малой. Для предотвращения касания земли на старте режим снижения тангажа выключается на время набора высоты после старта с катапульты, при этом должна быть обеспечена максимальная тяга. На режиме аварийного останова двигателя и аварийном несрабатывании парашютной системы включается режим аварийного планирования с минимально возможными вертикальной и воздушной скоростями и допустимыми углами тангажа и атаки. Наконец, для предотвращения разрушения планера при запредельных аэродинамических нагрузках ограничивается максимальная воздушная скорость полета. Если скорость полета превышает допустимый предел, определяемый прочностью планера, то угол тангажа увеличивается, что приводит к снижению скорости полета ЛА. При этом дополнительно падает тяга двигателя, чем обеспечивается плавный режим снижения. Выходной сигнал блока формирования тангажа на предельных режимах полета ЛА (MATLAB Function) ограничивается на предельных уровнях.
Контур регулятора включает: вход 1 по путевой скорости полета Vk, датчик рассогласования, ограничитель максимального отклонения скорости, изодром, дополнительный ограничитель максимального отклонения скорости, вычислитель угла отклонения дроссельной заслонки и ограничитель максимального угла отклонения дроссельной заслонки.
Заданная скорость полета Vzad (вход 2) подается на датчик рассогласования через апериодическое звено с постоянной времени 10 с. Замедление в канале формирования заданного управляющего воздействия предотвращает резкие изменения положеня регулирующего органа. Изодром в основном контуре регулирования улучшает динамические характеристики регулятора и устраняет статическую ошибку. По результатам моделирования уточнены коэффициеты регулятора. БПЛА отрабатывает заданный закон управления по скорости в соответствии с приведенной на рис. 4.6 характеристикой. Моделирование показывает, что управление скоростью соответствует заданной программе изменения скорости за исключением участков старта, набора высоты и снижения. На участке старта имеет место заброс по скорости, т.к. срабатывает программа старта на максимальной тяге, а выход на штатный режим сопряжен с переходным процессом в регуляторе и замедлением в изменениии настройки на заданную скорость полета, обусловленным апериодическим звеном.
В регулятор введен ограничитель по углу узад. В основной контур введен изодром. В процессе исследования системы управления БПЛА по крену в системе Simulink выяснено, что ограничение угловой скорости сох неблагоприятно сказывается на качестве управления, так как фазовый сдвиг угловой скорости Юх на частоте среза около 270. Замыкание дополнительного контура по угловой скорости Юх в режиме ограничения неблагоприятно сказывается на устойчивости. Структура откорректированного регулятора крена представлена на рис. 4.7 Регулятор крена формирует управляющее воздействие на элероны del (выход 1) Основной контур регулятора содержит: вход по вычисленному углу крена gamma_l (вход 1), датчик рассогласования по углу крена, изодром, преобразователь угла крена в угол отклонения элеронов и ограничитель максимального угла отклонения элеронов. Контур формирования заданного крена содержит вход по изменению угла пути, вычисленному навигационным блоком (вход 2), ограничитель максимального изменения угла пути, формирователь заданного угла крена (MATLAB Function) в зависимости от воздушной скорости полета Va (вход 3) и апериодическое звено, замедляющее нарастание заданного крена при быстром изменении заданного угла пути и при резких воздушных порывах. Необходимо отметить, что эффективность элеронов на различных скоростях полета различная, поэтому регулятор с постоянными параметрами не обеспечивает высокого качества регулирования на различных режимах полета.
