Динамика траекторного движения сверхзвукового самолета на больших высотах тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.22.14, кандидат технических наук Пышный, Иван Анатольевич

• Пышный, Иван Анатольевич
• кандидат технических наук
• 2000

Оглавление диссертации кандидат технических наук Пышный, Иван Анатольевич

Анализ особенностей траекторного движения рхзвукового самолета вблизи статического потолка Уравнения движения Уравнения в вариациях и параметры мущенного движения

Оптимальное по быстродействию управление щольным движением .Методы пилотирования самолета вблизи гического потолка инамические маневры сверхзвукового самолета в тикальной плоскости

Область динамических режимов полёта и динамичес-[ потолок самолёта Оптимизация траекторий полета на динамический юлок Оптимизация траекторий пуска с самолёта ракеты-жителя ИСЗ лгоритмы точного пилотирования самолёта на тмических манёврах

Управление выходом в точку апогея динамической ектории ализация траекторий динамических манёвров и точ-'0 пилотирования вблизи статического потолка . Инструментальное обеспечение управления сложны-маневрами и точного пилотирования . Требования к командно-гшлотажному индикатору . Этапы реализации командно-пилотажного индика-»а

Моделирование управления самолетом с использовакомандно-пилотажного индикатора ратура южение

Заключение диссертации по теме «Эксплуатация воздушного транспорта», Пышный, Иван Анатольевич

Выводы

1 единых позиций современной теории оптимизации и управления онечным состоянием системы анализируются задачи управления амолетом при полете вблизи статического потолка, выполнении инамических маневров выхода на динамический потолок и в условия уска ракеты-носителя искусственного спутника Земли. роведен качественный анализ уравнений в вариациях для траекторного вижения сверхзвукового самолета в вертикальной плоскости вблизи гатического потолка с учетом неоднородности атмосферы. Показано, что ри неуправляемом движении (с постоянными величинами коэффициентов ?ги и подъемной силы) структура решения уравнений в вариациях еняется при числе М=0.95. Апериодически неустойчивое движение по ысоте на дозвуковых скоростях переходит в колебательно неустойчивое ри сверхзвуковых скоростях. На больших сверхзвуковых скоростях (при 1>1.5) антидемпфирование, практически, отсутствует и амплитуда элебаний почти постоянная. ведение координированного управления тягой и подъемной силой, Зеспечивающего постоянство полной удельной энергии самолёта, делает 1стему колебательной, нейтрально устойчивой во всём диапазоне соростей полёта с периодом 100-150 секунд. С помощью синтеза фавления, оптимального по быстродействию, достигается полное ;мпфирование колебаний за время, не превышающее 1 период, рактический интерес представляет упрощенный нелинейный алгоритм ;мпфирования, основанный на двухпозиционном управлении тягой $игателей. Переход с одного уровня на другой производится в »ответствии со знаком вертикальной скорости. На основе полученных цгоритмов предложены рекомендации летчику по пилотированию молета вблизи статического потолка. использованием принципа максимума Л.С.Понтрягина получены ловия оптимальности управления для двух типов динамических шёвров: достижения динамического потолка и выхода в оптимальные ловия пуска ракеты-носителя ИСЗ. Получены численные решения аевой задачи для системы уравнений оптимального движения. На основе ализа численных решений исследована структура оптимальных аекторий и оптимального управления. Показано, что оптимальная аектория выхода на динамический потолок проходит по ограничениям нормальную перегрузку и коэффициент подъемной силы, а оптимальная аектория выхода в условия пуска ракеты-носителя ИСЗ близка к режиму лёта с линейным изменением утла атаки.

Для двух вариантов динамических маневров сформированы алгоритмы терминального управления - точного управления выходом в заданную точку фазового пространства. При управлении выходом на заданную высоту управление углом атаки производится в соответствии со структурой оптимального управления при полёте на динамический потолок: максимальная перегрузка в начале манёвра, затем переход на максимально допустимый угол атаки. Контроль максимальной высоты манёвра производится по прогнозируемой высоте, которая рассчитывается в текущий момент времени при предположении, что дальнейшее движение происходит по баллистической кривой. При достижении заданной величины прогнозируемой высоты эта величина стабилизируется с помощью управления тягой и углом атаки.

Управление выходом в точку пуска ракеты-носителя сводится к выдерживанию траектории E=const (или пх С1;=0) и определению момента времени пуска по величине вычисляемой в процессе полета горизонтальной составляющей скорости (ГСС) ракеты в момент выхода на промежуточную орбиту. При выведении ИСЗ на орбиту с заданной фазой движения требуется одновременное выполнение двух условий: ГСС должна превышать заданное пороговое значение и должна достичь заданной величины разность центральных углов в плоскости орбиты текущих положений самолёта-носителя и движущейся точки на орбите, в которую выводится ИСЗ.

Рассмотрены вопросы реализации алгоритмов управления в автономном командно-пилотажном индикаторе (КПИ). Определена структура информационной, вычислительной и индикаторной подсистем КПИ: приемник системы спутниковой навигации ГЛОНАСС/GPS, вычислитель на базе устройств системы MICRO-PC с процессором Intel Pentium, монохромный электролюминесцентный индикатор.

КПИ в предлагаемой комплектации полностью автономен и обеспечивает многофункциональность применения. В частности, в дополнение к описанным выше алгоритмам управления, в нем могут быть реализованы алгоритмы управления энергией в воздушном бою, а также алгоритмы бомбометания со сложных маневров.

Проведено моделирование на пилотажном стенде полета на статическом потолке и на динамических режимах. Исследована возможность реализации предложенных методов пилотирования по стандартным пилотажным приборам и с использованием КПИ. Показано, что при пилотировании на статическом потолке КПИ позволяет реализовать

70 редельные возможности демпфирования траектории, обеспечивает ереход в установившийся полёт за 10-15 секунд. Пилотирование на инамических режимах с использованием КПИ обеспечивает стабильность гзультатов. Выход на заданную высоту полёта обеспечивается с ошибкой, е превышающей 50 м. Точность выхода в условия пуска ракеты-носителя СЗ и реализации момента пуска достаточна для выведения ИСЗ на рбиту с заданной фазой обращения. Это позволяет реализовать отенциальные преимущества авиационно-космической системы по эавнению с системами наземного старта.