Методика выбора параметров нелинейной системы управления самолетом с использованием искусственной нейронной сети для оптимизации пилотажных характеристик тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.09, кандидат технических наук Каргопольцев, Алексей Владимирович

• Каргопольцев, Алексей Владимирович
• кандидат технических наук
• 2006

Оглавление диссертации кандидат технических наук Каргопольцев, Алексей Владимирович

Аннотация.

Оглавление.

Введение.

1 Использование систем с элементами искусственного интеллекта в задачах оценки уровня пилотажных характеристик самолета с системой управления.

1.1 Методика выработки обобщенной оценки системы критериев с помощью ИНС

1.1.1 Теоретические основы искусственных нейронных сетей.

1.1.2 Обучение нейронной сети.

1.1.3 Алгоритмы обучения.

1.1.4 Применение искусственных нейронных сетей для оценки пилотажных характеристик JIA.

1.1.5 Программный комплекс для оценки пилотажных характеристик самолета с системой управления по 15 критериям.

1.1.6 Использование ИНС для выработки обобщенной оценки.

1.2 Использование ИНС для определения эффективности существующих критериев и рациональных направлений создания новых критериев.

1.3 Методика применения искусственных нейронных сетей в качестве единого критерия оценки пилотажных характеристик при синтезе системы управления самолета.

1.4 Выводы.

2 Оценка скорости перекладки привода стабилизатора из условия парирования ветровых возмущений, действующих на самолет и обеспечения необходимого качества переходных процессов.

2.1 Оценка необходимой скорости перекладки привода из условия парировапия ветровых возмущений.

2.1.1 Постановка задачи.

2.1.2 Определение (ф^)^

2.1.3 Оценка С2тах и фтах.

2.2 Оценка необходимой скорости перекладки привода из условия ограничения на время срабатывания.

2.3 Сравнение требований к фтах для двух самолетов разной размерности.

2.4 Выводы.

3 Исследование устойчивости контура «самолет-летчик» в продольном канале при выходе привода на ограничение по максимальной скорости отклонения.

3.1 Исследование устойчивости замкнутого контура ««устойчивый самолет с СУ - летчик» при насыщении привода по скорости.

3.2 Исследование влияния эффектов срыва колебаний и гистерезиса на устойчивость контура «самолет-летчик».

3.3 Рациональный выбор ограничения скорости нелинейного префильтра из условия обеспечения устойчивости контура «самолет-летчик».

3.4 Рациональный выбор ограничения скорости нелинейного префильтра из условия обеспечения устойчивости контура «самолет-летчик» для статически неустойчивого самолета.

3.5 Выводы.

4 Основные результаты.

5 Литература.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Методика выбора параметров нелинейной системы управления самолетом с использованием искусственной нейронной сети для оптимизации пилотажных характеристик»

Одной из важных задач в области динамики полета и управления движением летательных аппаратов (JIA) является сокращение сроков проектирования и отработки систем управления (СУ) новой авиационной техники. Как показывает мировой опыт, существенную долю стоимости и времени разработки СУ составляют этапы экспериментальных исследований на которых происходит уточнение законов управления и параметров СУ. Одной из основных целей этих этапов является оптимизация пилотажных характеристик самолета, которые оказывают значительное влияние на безопасность полета и эффективность выполнения полетных задач летчиком.

Проблема оптимизации пилотажных характеристик особенно актуальна для боевых самолетов пятого поколения [1-8] для которых характерны весьма сжатые сроки проектирования и крайне жесткие требования к характеристикам управляемости JIA. Проведенный анализ показывает, что исследования, направленные на улучшение пилотажных характеристик существующих и перспективных ДА, активно ведутся как в России, так и за рубежом. Так, например, в программах ВВС США (0602122N «Aircraft technology» и "Defense Technology Objectives - Air Platform") активно исследуются вопросы уменьшения загрузки летчика за счет его эффективной интеграции с системой управления, использования законов управления, помогающих летчику при выполнении функций управления, применения системы улучшения управляемости, компенсирующих ухудшение операционных возможности самолета, и системы автоматического маневрирования.

К настоящему времени уже создан ряд методов (критериев), которые позволяют производить оценку уровня пилотажных характеристик самолета и с помощью которых можно осуществлять уточнение параметров СУ. Однако оценки отдельно взятых критериев часто не совпадают с комплексной оценкой пилотажных характеристик самолета, даваемой летчиком, что не позволяет достаточно определенно решить задачу оптимизации параметров системы управления из условия достижения наилучших характеристик управляемости на этапах проектирования JIA и приводит к необходимости отработки этих вопросов" уже на этапах стендового моделирования и летных испытаний. Кроме того, большинство из существующих критериев применимы для оценки только линейных систем и не позволяют учесть такие особенности современных СУ, как нелинейные характеристики приводов органов управления и префильтров. А как показывает опыт, эти нелинейности могут оказывать значительное влияние на уровень пилотажных характеристик самолета.

Вот почему весьма актуальной задачей является разработка расчетного метода, применимого уже на ранних этапах проектирования, и позволяющего рационально выбрать параметры нелинейной СУ из условия обеспечения максимально высоких пилотажных характеристик самолета с системой управления.

Основной целью данной работы является создание математических методов и программного обеспечения для рационального выбора параметров нелинейной системы управления, обеспечивающих высокие пилотажные характеристики самолета.

В процессе работы были поставлены и решены задачи:

- разработки методики оценки уровня пилотажных характеристик в продольном канале современного высокоавтоматизированного самолета;

- уточнении методики оценки необходимой максимальной скорости отклонения стабилизатора из условия обеспечения необходимого качества переходных процессов и парирования ветровых возмущений;

- разработки методики исследования устойчивости контура «самолет-летчик» в продольном канале с учетом нелинейных характеристик привода стабилизатора и выбора ограничения скорости нелинейного префильтра, обеспечивающего устойчивость контура «самолет-летчик»;

- выбора параметров нелинейной системы управления самолетом в продольном канале заданной структуры с * использованием предлагаемых методик;

- исследования уровня пилотажных характеристик самолета с созданной нелинейной системой управления на пилотажном стенде ПС-ЮМ.

Для выработки обобщенной оценки уровня пилотажных характеристик самолета в данной работе был использован современный математический аппарат - искусственная нейронная сеть. Для анализа устойчивости контуров «самолет-СУ» и «самолет-летчик» использовались хорошо известные методы теории автоматического управления — критерий Найквиста и метод корневого годографа. Расчетные исследования, проведенные в данной работе, сопровождаются стендовым моделированием на пилотажном стенде Н АГИ ПС-ЮМ.

На защиту выносятся следующие положения:

- Использование обобщенной оценки системы существующих критериев и требований позволяет значительно повысить достоверность оценки уровня пилотажных характеристик самолета. Для выработки такой обобщенной оценки целесообразно использовать искусственную нейронную сеть (ИНС), настроенную с использованием имеющихся экспериментальных данных. Настроенную ИНС возможно использовать в качестве единого критерия оценки пилотажных характеристик самолета при выборе параметров СУ.

- Оценку потребной максимальной скорости перекладки привода необходимо проводить на режимах с малым скоростным напором и из условия обеспечения необходимого качества переходных процессов.

- При выборе параметров нелинейного префильтра необходимо учитывать влияние нелинейных эффектов при насыщении привода по скорости на устойчивость контура «самолет-летчик».

Основные результаты диссертационной работы заключаются:

- В разработке программного обеспечения для автоматизированной оценки уровня пилотажных характеристик самолета в продольном канале по пятнадцати критериям;

- В разработке методики оценки пилотажных характеристик самолета в продольном канале, основанной на использовании искусственной нейронной сети (ИНС), которая позволяет путем рационального использования ряда существующих требований и критериев создать инструмент для обобщенной оценки уровня пилотажных характеристик самолета на различных режимах полета, обладающий высокой достоверностью оценок;

- В оценки эффективности набора критериев, используемого при формировании обобщенной оценки с помощью искусственной нейронной сети;

- В уточнении методики оценки необходимой максимальной скорости отклонения стабилизатора из условия обеспечения необходимого качества переходных процессов и парирования ветровых возмущений.

- В разработке методики оценки устойчивости контура «самолет-летчик» в продольном канале с учетом нелинейных характеристик привода стабилизатора и выбора ограничения скорости нелинейного префильтра;

- В разработке методики выбора параметров нелинейной системы управления маневренным самолетом с использованием созданных ИНС для оценки уровня пилотажных характеристик самолета с СУ.

Научная новизна работы заключается в использовании методов искусственного интеллекта для оценки уровня пилотажных характеристик самолета, исследовании влияния нелинейных эффектов в СУ на уровень пилотажных характеристик ДА и подтверждается сопоставления результатов диссертационной работы с материалами, опубликованными в отечественной и зарубежной научно-технической литературе.

Достоверность результатов и эффективность предлагаемых в работе методов и алгоритмов подтверждается значительным объемом экспериментальных исследований, проведенных на пилотажном стенде ПС-ЮМ, сопоставлением полученных результатов с соответствующими параметрами СУ существующих самолетов и результатами других авторов.

Практическая значимость работы для решения прикладных задач определяется тем, что созданное в рамках данной работы программное обеспечение и методики позволяют производить автоматизированную оценку уровня пилотажных характеристик самолета, в том числе уже на ранних этапах проектирования, обоснованно выбрать максимальную скорость перекладки привода аэродинамического органа управления, рассчитать необходимое ограничение скорости нелинейного префильтра из условия обеспечения устойчивости контура «самолет-летчик» при насыщении привода по скорости.

Диссертационная работа состоит из введения, трех глав, выводов и трех приложений. Общий объем диссертации 202 страницы, в том числе 166 страниц основного текста с 63-я иллюстрациями, 3 приложения. Список цитируемой литературы включает в себя 66 наименований.

Заключение диссертации по теме «Динамика, баллистика, дистанционное управление движением летательных аппаратов», Каргопольцев, Алексей Владимирович

Выводы

1. Создано программное обеспечение для автоматизированной оценки пилотажных характеристик самолета в продольном канале по 15 критериям, наиболее часто упоминаемым в различных нормативных документах и исследовательских работах. Проведен анализ их эффективности с использованием результатов летных испытаний и стендового моделирования. Показано, что достоверность данных критериев является недостаточной для решения расчетным путем задачи оптимизации пилотажных характеристик самолета на этапах проектирования.

2. Разработана методика оценки пилотажных характеристик самолета с использованием искусственных нейронных сетей, которая позволяет путем рационального использования ряда существующих требований и критериев создать инструмент для обобщенной оценки уровня пилотажных характеристик самолета на различных режимах полета. Показано, что использование предлагаемой методики позволяет повысить достоверность оценки уровня пилотажных характеристик самолета на 20-30 %.

3. Разработана методика выбора параметров системы управления маневренным самолетом, с использованием ИНС для оценки пилотажных характеристик J1A. Проведен выбор параметров системы управления маневренным самолетом для режима посадки. Произведена оценка уровня пилотажных характеристик самолета с синтезированной системой на пилотажном стенде ПС-ЮМ. Показано, что предлагаемая методика позволяет расчетным путем выбрать параметры системы управления самолетом, обеспечивающей первый уровень пилотажных характеристик.

4. Уточнена методика оценки необходимой максимальной скорости перекладки привода стабилизатора статически неустойчивого самолета. Получены зависимости потребной максимальной скорости перекладки от параметров короткопериодического движения JIA. Показано, что оценку потребной максимальной скорости перекладки стабилизатора целесообразно проводить для режимов с малым скоростным напором и из условия достижения необходимых времен срабатывания. Показано, что даже для самолетов с большой степенью неустойчивости (порядка 10-15%) приемлемые динамические характеристики продольного движения можно обеспечить при сравнительно невысоких значениях скорости перекладки привода (порядка 40 град/сек).

5. Разработана методика оценки устойчивости контура «самолет-летчик» при насыщении привода по скорости и выбора ограничения скорости нелинейного префильтра. Получены зависимости ограничения скорости нелинейного префильтра от параметров короткопериодического движения и максимальной скорости перекладки привода. Показано, что для статически неустойчивого самолета префильтр должен исключать возможность насыщения привода по скорости.

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Каргопольцев, Алексей Владимирович, 2006 год

1. Г.С. Бюшгенс, В.Л.Суханов «Облик современного истребителя», Техника воздушного флота, №1,1998 г.

2. С.Волин «Тактическая авиация: долгий путь к пятому поколению», Вестник авиации и космонавтики, №6, 2001 г.

3. С.Сокут «Дорога к пятому поколению», Авиация и космонавтика, №1,2000 г.4. «ОКБ Сухого: кооперация при создании истребителя нового поколения», Самолет №3,2003 г.5. «Flight international» supplement, 16-22 June 1999

4. T.W. Hampton «The quest for air dominance: F-22 Cost versus capability», Doctoral thesis, Air command and staff college, April, 19987. «Flight International», 1 January, 2003 r.

5. P.G. Kaminski, Statement Under Secretary of Defense for Acquisition and Technology Before the Subcommittee on Research & Development and the Subcommittee on Procurement of the House Committee on National Security, March 5, 1997

6. Обзор ЦАГИ, №267ДСП, 1992 г.

7. Ю.И. Сидоров, Б.П. Терехин Определение потребных ходов и скоростей рулей для системы продольного управления самолета. Труды ЦАГИ, 1966 г.

8. Ю.И. Сидоров, Б.П. Терехин Определение потребных ходов и скоростей рулей для систем продольного управления самолета. Труды ЦАГИ, 1967 г.

9. Д.А. Жук Анализ требований к эффективности управления АКС на этапе выведения, отчет ЦАГИ, инв. №7472с, 1991 г.

10. А.И. Дынников, Д.А. Жук Исследование структуры требований к максимальной скорости перекладки привода статически неустойчивого самолета, отчет ЦАГИ, инв. №7836с, 1990 г.

11. А.И.Дынников, М.Е. Сидорюк, JI.B. Халецкий Об одном подходе к оценке потребных скоростей перекладки органов управления, отчет ЦАГИ, инв. №2011,1982 г.

12. Е.В. Федулова «Построение областей устойчивости продольного короткопериодического движения апериодически неустойчивого самолета с учетом ограничений привода», отчет ЦАГИ №4134, 1998 г.

13. Е.В. Федулова «Построение областей устойчивости продольного короткопериодического движения апериодически неустойчивого самолета с учетом ограничений привода», отчет ЦАГИ №4341, 2000 г

14. В.В. Родченко, Ю.П. Яшин и др. «Влияние характеристик загрузки рычагов и чувствительности управления на раскачку самолета летчиком», отчет ЦАГИ, инв. №3657, 1994 г.

15. В.В. Родченко, Ю.П. Яшин, JI.E. Зайчик «Критерии для оценки склонности самолета к раскачке», отчет ЦАГИ, инв. №3810,1995 г.

16. А.В. Новиков, А.З. Тарасов, И.И.Федотов, Г.И. Буйвид, Е.В. Китанин, В.М. Миронович Некоторые рациональные направления исследования динамики системы «летчик-самолет», отчет ЦАГИ, инв. №3561, 1983 г.

17. А.З. Тарасов, И.И. Федотов, О.И. Иманадзе Исследование динамики системы «самолет-летчик» при резких изменениях характеристик устойчивости и управляемости продольного движения самолета при заходе на посадку, отчет ЦАГИ, инв. №3562, 1983 г.

18. А.И.Дынников, A.JI.Лазарев, Т.Н. Морозова, А.З.Тарасов Анализ возможности использования критерия Нила-Смита для расчетной оценки динамики самолета при реконфигурации системы управления. ТВФ № 1 -2, 2000 г.

19. М.М. Медведев, З.А. Пилюгина, А.Н.Предтеченский Экспериментальное исследование времени перестройки пилота при внезапном изменении динамических характеристик самолета, отчет ЦАГИ, инв. №99 ДСП, 1970 г.

20. D.T. McRuer Pilot Induced Oscillations and Human Dynamic Behavior, NASA-CR-4683

21. R.E. Bailey, P.T. Schifferle «Lateral time-domain Neal-Smith criterion and PIO metric development» AIAA-98-4337

22. D.G. Mitchell et al. Critical examination of PIO prediction criteria AIAA-98-4335

23. G. Duus, H. Duda Analysis of the HAVE LIMITS Database using the OLOP Criterion AIAA 99-4007

24. I.L. Ashkenas «Summary and interpretation of recent longitudinal flying qualities result», AIAA-69-898

25. Zbigniew M.I., Michalewicz S. "Genetic algorithm + Data stucture = Evolution programs", Springer-Verlag, Berlin, Heidelberg, 1992.

26. Ю.П. Гуськов, Г.И. Загайнов «Управление полетом самолетов», «Машиностроение», 1991 г

27. И.В. Заенцев «Нейронные сети: основные модели», Изд. Воронежского государственного университета, 1999 г

28. J.M. Besada-Juez, М.А. Sanz-Bobi Extraction of fuzzy rules using sensibility analysis in a neural network, 2002

29. Neumann, J. Classification and Evaluation of Algorithms for Rule Extraction from Artificial Neural Networks. (1998).

30. W. Duch A new methodology of extraction, optimization and application of crisp and fuzzy logical rules. IEE Transactions on Neural Networks (2000)

31. В.Г. Царегородцев Производство полуэмпирических знаний из таблиц данных с помощью обучаемых искусственных нейронных сетей, Институт вычислительного моделирования СО РАН, 1991 г.

32. А.Н. Горбань, Е.М. Миркес Логически прозрачные нейронные сети для производства знаний из данных. Вычислительный центр СО РАН в г. Красноярске. Красноярск, 1997. 12 с.

33. А.Н. Горбань Generation of Explicit Knowledge from Empirical Data through Pruning of Trainable Neural Networks, Материалы XII Всеросс. семинара «Нейроинформатика и её приложения», Красноярск, 2004

34. T.R. Neal, R.E. Smith «Development of flying qualities criterion for the design of fighter control system», AIAA 70-927

35. M.T. Hagan, H.B. Demuth, M.H. Beale, Neural Network Design, PWS Publishing Company, Boston, MA

36. Sheng Ma, Chuanyi Ji Performance and Efficiency: Recent Advances in Supervised Learning, PROCEEDINGS OF THE IEEE, VOL. 87, NO. 9, 1999

37. Andrew Y. Ng Preventing overfitting of cross-validation data, 2005

38. Колмогоров А.Н. О представлении непрерывных функций нескольких переменных суперпозициями непрерывных функций меньшего числа переменных // Докл. АН СССР, том 108, с. 2, 1956.

39. Колмогоров А.Н. О представлении непрерывных функций нескольких переменных в виде суперпозиций непрерывныхфункций одного переменного и сложения // Докл. АН СССР, том 114, с. 953-956, 1957.

40. Hecht-Nielsen R. Kolmogorov's Mapping Neural Network Existence Theorem // IEEE First Annual Int. Conf. on Neural Networks, San Diego, 1987, Vol. 3

41. Warren S. Sarle How to measure importance of inputs?, SAS Conference, 1998

42. В.Г. Царегородцев К определению информативности независимых переменных для нейронной сети, Материалы XII Всеросс. семинара «Нейроинформатика и её приложения», Красноярск, 200446. «Активные системы управления самолетом», обзор ЦАГИ №479, 1975 г.

43. Hess R.A. and Kalteis R.M. «Evaluation of a Technique for Predicting Longitudinal Pilot-Induced-Oscillations», AIAA 89-3517, August 1989

44. Aviation Week and Space Technology «Report Pinpoints Factors Leading to YF-22 Crash», November 9, 1992

45. Aviation Week and Space Technology «USAF Report Details April YF-22A Crash», November

46. E.A. Bjorkman, J.T. Silverthorn, R.A. Calico «Flight Test Evaluation of Techniques to Predict Longitudinal Pilot Induced Oscillations», AIAA GNC, 198651. «Flight Vehicle Integration Panel Workshop on Pilot Induced Oscillations», AGARD-AR-335, 1995

47. D. G. Mitchell, D. H. Klyde «Recommended Practices for Exposing Pilot-Induced Oscillations or Tendencies in the Development Process», AIAA 2004-6810, November, 2004

48. J.G. Hanley «А comparison of nonlinear algorithms to prevent pilot-induced oscillations caused by actuator rate limiting», AFIT/GAE/ENY/03-4, 2003

49. С.П. Тимошенко, Д.Х. Янг, У. Уивер «Колебания в инженерном деле», Москва, «Машиностроение», 1985

50. B.C. Берко, Ю.Г. Живов, А.М. Поединок «Приближенный критерий устойчивости вынужденных колебаний регулируемых объектов с нелинейным приводом», «Ученые записки ЦАГИ», Том XV, №4, 1984 г

51. А.В. Дрынков «Влияние изменения характеристик устойчивости и управляемости на процесс ручного пилотирования в продольном канале», отчет ЦАГИ, инв. №15/1535, 1978 г.

52. L.R. Young, D.M. Green, J.I. Elkind, J.A. Kelly «Adaptive dynamic response characteristics of the human operator in simple manual control», IEEE Transactions human factors in electronics, HFE-5, №1, 1964.

53. В.В. Родченко, JI.E. Зайчик, Ю.П.Яшин «Новый критерий продольной управляемости высокоавтоматизированных самолетов», Отчет ЦАГИ №4414,2000 г.

54. Е.П. Попов, М.П. Пальтов, «Приближенные методы исследования нелинейных автоматических систем», Физматгиз, 1960 г.

55. Е.П. Попов, «Теория нелинейных систем автоматического регулирования и управления», Главная редакция физико-математической литературы издательства «Наука», 1979 г.

56. Е.П. Попов, «Теория линейных систем автоматического регулирования и управления», Главная редакция физико-математической литературы издательства «Наука», 1979 г.

57. А.В. Ефремов, А.В. Оглобин, А.Н. Предтеченский, В.В. Родченко «Летчик, как динамическая система», Москва, «Машиностроение», 1992 г.

58. Military specification «Flying qualities of piloted airplanes», MIL-F-8785C, November 5,1980