Адаптивная система улучшения устойчивости и управляемости многорежимного летательного аппарата тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.09, кандидат технических наук Кузин, Сергей Алексеевич

• Кузин, Сергей Алексеевич
• кандидат технических наук
• 2003

Оглавление диссертации кандидат технических наук Кузин, Сергей Алексеевич

Введение.

Условные обозначения.

Глава 1. Постановка задачи синтеза адаптивной астатической СУУ многорежимного маневренного самолета.

1.1. Уравнения движения самолета.

1.2. Математическая модель ветровых возмущений.

1.3. Структура адаптивной СУУ продольного движения самолета.

1.4. Датчики адаптивной СУУ.

1.5. Фильтрация сигналов датчиков адаптивной СУУ.

1.6. Исполнительная часть адаптивной СУУ.

1.7. Требования к характеристикам устойчивости и управляемости самолета с адаптивной СУУ.

1.8. Исходные данные.

Выводы к главе 1.

Глава 2. Построение алгоритма адаптации для астатической СУУ продольного движения, основанного на текущей идентификации аэродинамических характеристик продольного движения маневренного самолета.

2.1. Краткий анализ существующих методов адаптации.

2.2. Выбор эталонной модели.

2.3. Алгоритм адаптации на основе стабилизации коэффициентов трех младших членов характеристического полинома замкнутой системы.

2.4. Алгоритм адаптации на основе стабилизации трех доминирующих корней.

2.4.1. Случай управления по углу атаки.

2.4.2. Случай управления по нормальной перегрузке.

2.5. Выбор методики идентификации характеристик продольного движения маневренного самолета.

2.6. Доказательство сходимости методики идентификации.

2.7. Идентификационные модели аэродинамических характеристик продольного движения самолета.

2.7.1. Случай управления по углу атаки.

2.7.2 Случай управления по нормальной перегрузке.

2.8. Описание работы алгоритма идентификации.

Выводы к главе 2.

Глава 3. Синтез адаптивной астатической СУУ продольного движения многорежимного маневренного самолета.

3.1. Выбор параметров эталонной модели.

3.2. Алгоритм адаптации для астатической СУУ продольного движения многорежимного маневренного самолета.

3.2.1. Случай управления по углу атаки.

3.2.2. Случай управления по нормальной перегрузке.

3.3. Особенности алгоритма идентификации при синтезе адаптивной СУУ продольного движения самолета.

3.4. Адаптивный астатический закон управления СУУ продольного движения многорежимного маневренного самолета.

3.5. Выбор потребной скорости отклонения стабилизатора самолета с адаптивной СУУ.

3.6. Ограничение скорости сигнала перекладки ручки управления при управлении по тангажу.

3.7. Анализ результатов синтеза адаптивной астатической СУУ продольного движения многорежимного маневренного самолета.

3.8. Преимущество применения адаптации в контуре управления СУУ продольного движения многорежимного маневренного самолета.

3.9. Оценка пилотажных характеристик управляемости самолета с адаптивной

СУУ по « о>0 - п" »-критерию.

Выводы к главе 3.

Глава 4. Исследование динамики маневренного самолета с адаптивной СУУ при изменении скорости полета.

4.1. Особенности построения алгоритма идентификации при изменении скорости полета самолета.

4.2. Движение самолета с адаптивной СУУ с переменной скоростью (Разгон и торможение, маневр «мертвая петля» в продольной плоскости. Пространственные маневры: «разворот» и «бочка»).

4.3. Влияние параметрических возмущений на устойчивость и управляемость самолета с адаптивной СУУ при движении с переменной скоростью.

4.4. Идентификация аэродинамических характеристик продольного движения самолета по полетным записям.

Выводы к главе 4.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Адаптивная система улучшения устойчивости и управляемости многорежимного летательного аппарата»

Использование систем автоматического управления самолетом позволяет повысить маневренность, улучшить характеристики устойчивости и управляемости, снизить массу конструкции планера, использовать аэродинамически неустойчивую компоновку, повысить безопасность полета и экономичность при эксплуатации самолета. Среди этих систем принято выделять системы автоматизации ручного управления, предназначенные обеспечивать устойчивость и управляемость движения самолета на всех режимах полета. Эти системы принято называть системами улучшения устойчивости и управляемости (СУУ). Принципиальной особенностью работы СУ У является то, что контур автоматики такой системы должен непрерывно функционировать одновременно с управлением летчика.

Принципиальная схема современной дистанционной СУУ самолета (рис. 1), включает в себя:

- блок датчиков контролируемых параметров движения и систему воздушных сигналов (СВС);

- бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ), осуществляющую решение задач связанных с обеспечением устойчивости и управляемости самолета;

- базу данных, в которой хранится необходимая информация для работы СУУ;

- рычаги управления (ручка управления и педали) и рьгчаг управления тягой двигателя (РУД);

- автомат загрузки рычагов управления;

- механизм триммирования;

- блок балансировки;

- исполнительные механизмы системы аэродинамических рулей самолета (рулевые приводы).

Связь между отдельными устройствами системы, а также связь между летчиком и аэродинамическими рулями самолета осуществляется дистанционно на основе соответствующих сигналов СУУ. Для повышения надежности СУУ применяется четырехкратное резервирование большинства устройств, входящих в ее состав. Кроме того, помимо штатной системы на ряде самолетов, в первую очередь пассажирских, устанавливается резервная система управления, которая включается при отказе основной СУУ.

В настоящее время настройка параметров системы и перестройка каналов и алгоритмов управления бортовых систем управления, в том числе, и СУУ самолета производится программно по режимам полета. Автоматические системы, построенные на таком принципе, в состоянии обеспечить приемлемое качество управляемого процесса, если характеристики самолета заранее известны. Однако при синтезе систем управления самолёта приходится учитывать различные факторы неопределенности:

- погрешность аэродинамических характеристик самолёта, на основе которых проводится синтез контура управления;

- смещение центровки и изменение веса самолета в полете, вызванное выгоранием топлива и сбросом полезной нагрузки;

- неполнота математических моделей, описывающих систему управления и пространственное движение самолёта;

- возможность боевых повреждений несущих и управляющих аэродинамических поверхностей.

Построение управления при неопределенных, либо содержащих большую погрешность параметрах объекта управления (самолета) является одной из центральных проблем синтеза современных автоматических систем.

Известны способы решения этой задачи за счет увеличения передаточных коэффициентов системы, использования интеграла в контуре управления, принципов робастности [66] и инвариантности [31], а также систем с переменной структурой [51].

Однако такие подходы приводят к завышению потребной скорости рулевых приводов, усложнению системы, ограничению характеристик управляемости, увеличению веса и др. Поэтому перспективным становится использование в системах управления, таких алгоритмов, которые позволили бы, в условиях недостаточности априорной информации о параметрах самолета, настраивать параметры контура управления в соответствии с текущими условиями полета. Системы, построенные на таких принципах управления, принято называть адаптивными.

Цель диссертации. Разработка и синтез беспоисковой адаптивной астатической системы улучшения устойчивости и управляемости продольного движения маневренного самолета с большой степенью аэродинамической неустойчивости, в которой настройка параметров осуществляется на основе текущей идентификации аэродинамических характеристик самолета.

Диссертация состоит из следующих глав:

Заключение диссертации по теме «Динамика, баллистика, дистанционное управление движением летательных аппаратов», Кузин, Сергей Алексеевич

Выводы к главе 4

1. Для обеспечения устойчивости процесса идентификации моментных и силовых характеристик самолета при изменении скорости полета в идентификационные модели внесены изменения, связанные с учетом изменения скоростного напора. Это позволило обеспечить сходимость и приемлемую точность идентификации аэродинамических характеристик самолета, а также обеспечить заданную динамику переходных процессов самолета с адаптивной СУУ при разгоне и торможении и при маневрах «мертвая петля» и разворот.

2. Переходные процессы самолета с адаптивной СУУ с учетом внесенных изменений в идентификационных моделях при управляемом движении на режимах разгона и торможения близки к переходным процессам при полете с постоянной скоростью.

3. Для обеспечения устойчивости процесса идентификации характеристик продольного движения при интенсивном вращении по крену (маневр «бочка») в алгоритм текущей идентификации введено условие, при котором если угловая скорость вращения самолета а>х превысит некоторое допустимое значение, то производится отключение процедуры идентификации.

4. Применение адаптации в контуре управления позволяет сохранить устойчивость и приемлемое качество переходных процессов по а и Апг самолета при воздействии параметрических возмущений: скачкообразных изменений центровки, веса и двукратного снижения эффективности стабилизатора. При этом происходит подстройка оценок идентификации, частично компенсирующая рассогласование между истинным и текущим значением оценок после воздействия параметрического возмущения. Дополнительная подстройка оценок идентификации происходит при управляющих воздействиях летчика.

5. Разработанный алгоритм позволяет проводить идентификацию аэродинамических характеристик продольного движения самолета по полетным записям. Оценки идентификации сходятся к некоторым установившимся значениям. Ошибка идентификации в несколько раз меньше измеряемого параметра идентификационной модели. Погрешность переходных процессов модельного движения относительно соответствующих полетных записей этих сигналов достаточно мала.

Заключение

1. Разработана структура и алгоритм настройки параметров адаптивной астатической СУУ продольного движения многорежимного маневренного самолета, включающий блоки идентификации характеристик продольного движения самолета, адаптации и дополнительные сигналы компенсации влияния аэродинамических характеристик самолета. Для компенсации разбросов веса и центровок самолета и неточности априорных оценок его аэродинамических характеристик на основе анализа существующих методов построения адаптивных систем управления выбран беспоисковый принцип, основанный на текущей идентификации характеристик движения самолета и приближении динамики самолета с СУУ к динамике эталонной модели. Эталонная модель представлена в виде звена третьего порядка с форсирующим звеном первого порядка. Разработанный алгоритм адаптации, основан на поддержании на уровне эталонных значений трёх доминирующих корней системы (астатического и комплексно-сопряжённой пары корней). В зависимости от скоростного напора управление производится по углу атаки или по нормальной перегрузке.

2. Разработан алгоритм идентификации нелинейных аэродинамических характеристик продольного короткопериодического движения самолёта, основанный на упрощенном методе РМНК. Аналитически показано, что использование данного алгоритма гарантирует сходимость оценок идентификации. На режимах полета, где управление самолета осуществляется по сигналу обратной связи угла атаки, используется шестипараметрическая идентификационная модель моментных характеристик, включающая базисные нелинейные функции т2(аг) и т2{аг,ф), полученные из продувок модели самолета, идентификация силовых характеристик осуществляется на основе четырехпараметрической идентификационной модели. Идентификационная модель моментных характеристик алгоритма при управлении самолетом по сигналу нормальной перегрузки не использует информацию об угле атаки. Идентификация силовых характеристик на данных режимах пилотирования не производится, а в качестве этих оценок в алгоритме адаптации используются их заданные значения.

3. Как показали результаты численного моделирования, оценки текущей идентификации сходятся к ожидаемым значениям при воздействии на самолет управляющих возмущений большой и малой амплитуды, ветровых возмущений и возмущений связанных с влиянием на динамику продольного движения вращения по крену. Учет величины текущего скоростного напора в идентификационных моделях алгоритма идентификации при управляемом движении позволяет обеспечить сходимость и приемлемую точность идентификации аэродинамических характеристик маневренного самолета с адаптивной СУУ продольного движения при изменении скорости полета для использования их в алгоритме адаптации.

4. Разработан беспоисковый алгоритм адаптации астатической СУУ, в котором по результатам идентификации компенсируется влияние моментных аэродинамических характеристик на устойчивость и управляемость самолета, а параметры обратных связей выбираются из условия близости трех минимальных по модулю корней замкнутой системы к корням эталонной модели с учетом запаздываний, вносимых РП стабилизатора и фильтрами обратных связей СУУ. На режимах управления по перегрузке, когда отсутствует информация о текущих значениях силовых характеристик, в систему вводятся дополнительные сигналы, обеспечивающие стабилизацию астатического и доминирующих корней при разбросах веса самолета.

5. Синтезированная адаптивная астатическая СУУ продольного движения маневренного самолета с высокой степенью аэродинамической неустойчивости позволяет обеспечить:

- заданные запасы устойчивости и заданное качество переходных процессов по углу атаки и нормальной перегрузки с учетом смещения центровки ±0,05Ьа от среднего значения (0,15Ьа) и изменения веса самолёта ±30% от среднего значения при больших и малых отклонениях ручки управления; -безопасность полета при выходе самолета на большие углы атаки (адоп = 30°) и перегрузки (иГдоп =9).

6. На примере маневров разгона и торможения, «мертвая петля», «разворот» и «бочка» продемонстрирована устойчивость и управляемость многорежимного маневренного самолета с адаптивной СУУ продольного движения при изменении скорости полета (полет в вертикальной плоскости и пространственное движение). Оценки идентификации аэродинамических характеристик продольного движения, получаемые при совершении рассмотренных маневров, близки по величине к ожидаемым значениям. Обеспечение устойчивости процесса идентификации при интенсивном вращении по крену (маневр «бочка») достигается за счет отключения процедуры текущей идентификации характеристик продольного движения если скорость вращения самолета сох превышает некоторое допустимое значение.

7. Применение адаптации в контуре управления СУУ продольного движения многорежимного маневренного самолета с большой степенью неустойчивости (0,156а) и указанных в п. 5 разбросах веса и центровки позволяет:

- обеспечить двукратные запасы устойчивости по амплитуде и запасы по фазе не менее 30° и заданное качество динамики движения как при управлении по углу атаки, так и при управлении по нормальной перегрузке;

- обеспечить с позиций « су0 - /?" »-критерия положительную оценку пилотажных характеристик маневренного самолёта с адаптивной СУУ по шкале Купера-Харпера не выше 3,5 балла;

- в сравнении с традиционными СУУ с программной настройкой параметров снизить почти вдвое потребную скорость рулевого привода стабилизатора самолета;

- обеспечить устойчивость и управляемость самолета при воздействии параметрических возмущений, связанных с скачкообразными смещениями центровки и изменениями веса и двукратного снижения эффективности стабилизатора.

8. Разработанная методика была использована для идентификации аэродинамических характеристик продольного движения самолета ТУ-334 по полетным записям. Анализ полученных результатов идентификации показал её эффективность при практическом использовании.

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Кузин, Сергей Алексеевич, 2003 год

1. Александров А.Г. Оптимальные и адаптивные системы. М.: Высшая школа. 1989.

2. Устойчивость адаптивных систем. Пер. с англ./ Андерсон Б., Битмид. Р., Джонсон К. И. др. М.: Мир. 1989.

3. Берестов Л.М., Поплавский Б.К., Мирошниченко Л.Я. Частотные методы идентификации летательных аппаратов. М: Машиностроение. 1985.

4. Бессекерский В.А., Попов Е.П. Теория систем автоматического регулирования. М.: Наука. 1976.

5. Бочкарёв А.Ф., Андреевский В.В. Аэромеханика самолёта. М.: Машиностроение. -1985.

6. Буков В.Н. Адаптивные прогнозирующие системы управления полётом. М.: Наука. 1987.

7. Буков В.Н., Круглов С.П., Решетняк Е.П. Адаптируемость линейной динамической системы с идентификатором и эталонной моделью. // АиТ, №3, 1994.

8. Бюшгенс Г.С., Студнев Р.В. Динамика пространственного движения самолёта. М.: Машиностроение. 1967.

9. Бюшгенс Г.С., Студнев Р.В. Аэродинамика самолёта: Динамика продольного и бокового движения. М.: Машиностроение. 1979.

10. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолётов. Под ред. Г.С. Бюшгенса. М.: Наука. Физматлит. 1998.

11. П.Васильченко К.К., Кочетков Ю.А., Леонов В.А., Поплавский С.А. Структурно-параметрическая идентификация математических моделей движения самолета. М.: Машиностроение. 1993.

12. Воеводин A.B., Кузнецов Ю.А. Матрицы и вычисления. М.: Наука. 1984.

13. Теория автоматического управления. В 2-х ч. Под ред. A.A. Воронова. М.: Высшая школа. 1986.

14. Гамынин Н.С., Карев В.И., Потапов A.M., Селиванов A.M. Гидравлические приводы летательных аппаратов. М.: Машиностроение. 1992.

15. Громыко В.Д., Санковский Е.А. Самонастраивающиеся системы с моделью. М.: Энергия. 1974.

16. Гуськов Ю.П., Загайнов Г.И. Управление полётом самолётов. М.: Машиностроение. 1991.

17. Добро лене кий Ю.П. Динамика полета в неспокойной атмосфере. М.: Машиностроение. 1969.

18. Емельянов C.B. Системы автоматического управления с переменной структурой. М.: Наука. 1967.

19. Ефремов A.B., Оглобин А.В.,Предтеченский А.Н., Родченко В.В. Летчик как динамическая система. М.: Машиностроение. 1992.

20. Живов Ю.Г., Кузин С.А., Поединок A.M. Адаптивный алгоритм управления продольным движением самолета.// Сборник трудов Международного научно-технического симпозиума в рамках международного авиасалона МАКС-2001, ЦАГИ, г. Жуковский. 2001.

21. Зайцев Г.Ф., Костюк В.И., Чинаев П.И. Основы автоматического управления и регулирования. Киев: Техтка. 1975.

22. Касьянов В.А., Ударцев Е.П. Определение характеристик воздушных судов методами идентификации. М.: Машиностроение. 1988.

23. Козлов Ю.М., Юсупов P.M. Беспоисковые самонастраивающиеся системы. М.: Наука. 1969.

24. Аэродинамика летательных аппаратов. Под ред. Г. А. Колесникова. М.: Машиностроение. 1993.

25. Адаптивные фильтры. Пер. с англ./ Под ред. К.Ф.Н. Коуэна и П.М. Гранта. М.: Мир. 1988.

26. Красовский A.A., Динамика непрерывных самонастраивающихся систем. М.: Физматгиз. 1963.

27. Кузин С. А. Адаптивная статическая система улучшения устойчивости и управляемости самолёта.// ТВФ, № 1-2, 2000.

28. Кузин С.А Адаптивная астатическая система улучшения устойчивости и управляемости самолёта.// В сборнике: Проблемы аэрокосмической науки и техники. Жуковский, ЦАГИ, 2001 (в печати).

29. Кузин С.А Адаптивная астатическая система управления самолёта по нормальной перегрузке.// Ученые записки ЦАГИ, №3-4, -2002.

30. Кунцевич В.М., Лычак М.М. Синтез систем автоматического управления с помощью функций Ляпунова. М.: Наука. 1977.

31. Кухтенко А.И. Проблема инвариантности в автоматике. Киев: 1963.

32. Костюк В.И. Беспоисковые градиентные самонастраивающиеся системы. Киев: Техшка. 1965.

33. Крымов Б.Г., Рабинович Л.В., Стеблецов В.Г. Исполнительные устройства систем управления летательными аппаратами. М.: Машиностроение. 1987.

34. Льюнг Л. Идентификация систем. Теория для пользователя. Пер. с англ./ Под ред. Я.З. Цыпкина. М.: Наука. 1991.

35. Матвеев В.Н. Расчет возмущенного движения самолета. М.: Оборонгиз 1960.

36. Меркин Д.Р. Введение в теорию устойчивости движения. М.: Наука. 1971.

37. Микеладзе В.Г., Титов В.М. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и ракет: Справочник. М.: Машиностроение. 1982.

38. Москалев П.Б. Применение самонастраивающихся алгоритмов в системе управления маневренного самолета.// Сборник трудов Международного научно-технического симпозиума в рамках международного авиасалона МАКС-2001, ЦАГИ, г. Жуковский. 2001.

39. Павлов Б.П., Соловьев И.Г. Системы прямого адаптивного управления. М.: Наука, 1989.

40. Пашковский И.М. Динамика и управляемость самолета. М.: Машиностроение -1975.

41. Петров Б.Н., Рутковский В.Ю., Крутова И.Н., Земляков С.Д. Принципы построения и проектирования самонастраивающихся систем управления. М.: Машиностроение. 1964.

42. Основы автоматического управления./ Под. ред. B.C. Пугачева. М.: Наука. 1968.

43. Сейдж Э.П., Мелса Дж.Л. Идентификация систем управления. М.: Наука. 1974.

44. Сейдж Э.П., Мелса Дж.Л. Теория оценивания и ее применение в связи и управлении. М.: Наука. 1976.

45. Соколов Н.И., Рутковский В.Ю., Судзиловский Н.Б. Адаптивные системы автоматического управления летательными аппаратами. М.: Машиностроение. -1988.

46. Солодовников В.В., Шрамко Л.С. Расчёт и проектирование аналитических самонастраивающихся систем с эталонными моделями. М.: Машиностроение. -1972.

47. Спиди К., Браун Р., Гудвин Дж., Теория управления (идентификация и оптимальное управление). М.: Наука. 1973.

48. Удерман Э.Г. Метод корневого годографа в теории автоматических систем. М.: Наука. 1988.

49. Фомин В.Н., Фрадков А. Л., Якубович В. А. Адаптивное управление динамическими объектами. М.: Наука. 1981.

50. Фомин В.Н. Рекуррентное оценивание и адаптивная фильтрация. М.: Наука. -1984.

51. Фрадков А.Л. Адаптивное управление в сложных системах. Беспоисковые методы. М.: Наука. 1990.

52. Цыпкин яз. Адаптация и обучение в автоматических системах. М.: Наука. 1968.

53. Эйкхофф П. Основы идентификации систем управления. Пер. с англ. М.:

54. Машиностроение. 1975. 58.Современные методы идентификации систем. Под ред. П.М. Эйкхоффа М.: Наука.- 1983.

55. Характеристика ветровых возмущений в нижних слоях атмосферы. Обзоры. Переводы. Рефераты. ЦАГИ, №545 1979.

56. Единые нормы летной годности гражданских транспортных самолётов стран-членов СЭВ. Издательство ЦАГИ. 1985.

57. Предварительные рекомендации по расчетным условиям статической прочности самолета, оборудованного системой уменьшения воздействия атмосферной турбулентности. ЦАГИ. 1974.

58. ГОСТ 4401-73. Стандартная атмосфера. Параметры. М.: Издательство стандартов. 1974.

59. ГОСТ 20058-80. Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения и обозначения. М.: Издательство стандартов. 1981.

60. Barfield А.Е., Van Vliet B.W., Anderson D.S. AFTI/F-16 advanced multimode control system design for tasktailored operations. AIAA Paper, №81-1707, 1981.

61. Beh H., Hofmger G. Control Law Design of the Experimental Aircraft X-31 A.

62. Garteur Action Group FM (AG08), Robust control techniques tutorial document, April 4, 1997, (www.nlr.nl).

63. Gang Feng A new algorithm for continuous time robust adaptive control. Proceedings of the 34th conference on decision & control. New Orleans, LA December 1995

64. Goodwin. G.C. and Mayne D.Q. A parameter estimation of continuous time model reference adaptive control. Automatica, 1987. 23. 57-70.

65. Porter В., Manganas A. Design of adaptive direct digital flight-mode control systems incorporating recursive step-response matrix identifiers for high-performance aircraft IEEE 1986.

66. Shinji Ishimoto New algorithm of maximum likelihood parameter estimation for flight vehicles AIAA-97-3784.

67. Shomber H.A., Gertson W.A. Longitudinal Handling Qualities Criteria: Ал evaluation -J. Of Aircraft, 1967, vol 1.