[1]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.
[2]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).
[3]Недостатками данных технических решений является необходимость введения дополнительных измерительных устройств для измерения скоростного напора и отсутствие учета допусков на аэродинамические характеристики летательного аппарата.
[4]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).
[5]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.
[6]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.
[7]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.
[8]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.
[9]Восстановление угла скольжения производится с использованием линейного непрерывного фильтра Калмана с учетом погрешностей измерений поперечного ускорения и угловых скоростей рыскания и крена.
[10]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.
[11]Последовательность реализации способа формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата описывается следующим образом.
[12]Уравнения возмущенного бокового движения имеют следующий вид (1):
[13]
,
[14]
,
[15]
,
[16]
,
[17]
,
[18]
,
[19]
,
[20]
[21]
[22]
,
[23]
,
[24]
,
[25]
,
[26]
,
[27]
.
[28]где β, ωx, ωy - угол скольжения, угловые скорости крена и рыскания соответственно,
[30]q - скоростной напор,
[32]S - характерная площадь ЛА,
[33]L - характерная длина ЛА для приведения аэродинамических характеристик в канале рыскания,
[34]D - характерный диаметр ЛА для приведения аэродинамических характеристик в канале крена,
[36]Ix, Iy - моменты инерции ЛА,
[38]σн, σэ - управляющие сигналы на рули направления и крена,
[39]δн, δэ - суммарные углы отклонения рулей, задействованных в каналах рыскания и крена,
[40]δни, δэи - суммарные измеренные углы отклонения рулей, задействованных в каналах рыскания и крена,
[42]
,
[43]
,
[44]
,
[46]
- возмущения, вызываемые ветровыми воздействиями, 
, 1/с,
[47]Wz - скорость горизонтального ветра в поперечном направлении, м/с,
[48]Kρ - отклонение плотности воздуха от номинальных значений, %,
[49]KΔy, KΔz - допуска на положение центра масс ЛА в вертикальном и поперечном направлениях, м,
[52]T - постоянная времени рулевого привода,
[53]ψпр - программное значение угла рыскания,
[54]Kψ, 
, 
- коэффициенты усиления контура стабилизации рыскания,
[55]Kγ, 
, 
- коэффициенты усиления контура стабилизации крена.
[56]Математическая модель измерений описывается системой уравнений (2)
[57]
[58]Здесь nzи, δи - измеренные значения поперечной перегрузки и углов отклонения рулевых поверхностей соответственно,
[60]Восстановление угла скольжения проводится на основе линейного непрерывного фильтра Калмана-Бьюси (ФКБ).
[61]Векторные уравнения ФКБ (3) приведены ниже:
[62]
[63]где 
- вектор оцениваемых параметров,
[64]A - матрица правой части математической модели движения (1),
[65]u - вектор известных составляющих правой части,
[66]P - матрица ковариаций ошибки оценки в процессе оценки,
[67]H - известная матрица правой части модели измерений,
[68]R - матрица ковариаций шумов измерений,
[69]Q - матрица ковариаций внешних возмущений.
[70]Восстановление угла скольжения, а также оценки измеряемых с погрешностями угловых скоростей крена и рыскания проводятся с использованием следующих уравнений (4):
[71]
,
[72]
,
[73]
,
[74]
,
[75]
,
[76]
[77]
,
[78]
,
[79]
,
[84]На основании уравнения (1) можно записать выражение для определения реализованного коэффициента 
:
[85]
[87]
[88]
[89]
[90]
[92]
[93]Сформированные адаптивные сигналы управления боковым движением летательного аппарата 
, 
имеют вид (9), (10):
[94]
[95]
[96]Предложенная схема коррекции коэффициентов контура стабилизации на основе идентифицированных аэродинамических коэффициентов позволяет повысить качество переходных процессов отработки возмущений.
[97]Эффективность принятого подхода к коррекции коэффициентов в процессе полета подтверждена результатами анализа и математического моделирования.
[98]Все составные операции способа могут быть выполнены программно-алгоритмически в бортовых вычислительных машинах беспилотных летательных аппаратов.
, 
, 
, 
, 
, 
, 
, 
- аэродинамические коэффициенты ЛА,
, 
, 
- возмущающие воздействия:
, 
, 
, 
, 
, 
- допуска на аэродинамические характеристики, %,
, 
, 
, 
, 
,
, 
, 
,
, 
, 
- ошибки измерений угловых скоростей крена, рыскания и поперечной перегрузки соответственно.
, 
, 
- оценки угла скольжения и угловых скоростей крена и рыскания, 
, 
, 
- априорные дисперсии измерений, 
- априорная дисперсия угловой скорости ветрового порыва.
, 
, 
по формулам (6), (7):
, 
, 
- коэффициенты усиления, обеспечивающие выполнение требований к качеству переходных процессов при номинальных аэродинамических характеристиках, D - добротность рулевого привода, 
, 
вычисляются по формуле (8):
