Синтез алгоритмов параметрической оптимизации структуры автомата стабилизации пилотажно-навигационного комплекса тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.11.03, кандидат технических наук Фомин, Алексей Олегович

• Фомин, Алексей Олегович
• кандидат технических наук
• 2009

Оглавление диссертации кандидат технических наук Фомин, Алексей Олегович

Введение.

Глава 1. Теоретическо-практическая и информационная база разработки методики первичной оценки МФС АС.

1.1. Основная исходная документация для проектирования МФС

1.2. Математическая модель движения системы «самолет — АС».

1.3. Общий подход к построению алгоритма синтеза МФС АС. Обоснование решения частных задач.

1.4. Алгоритм расчета параметров частной математической модели движения самолета для конкретного АС.

Глава 2. Синтез методики параметрической оптимизации стационарной системы «самолет - МФС АС».

2.1. Эталонная система «самолет - АСэ».

2.2. Сущность методики оптимизации параметров АС для стационарной системы «самолет - АС».

2.3. Реализация методики параметрической оптимизации МФС АС на фиксированных режимах полета самолета.

Глава 3. Синтез методики создания алгоритма управления МФС АС с изменением его параметров по разомкнутому контуру для всего эксплуатационного диапазона скоростей и высот полета самолета.

3.1. Теоретическое обоснование алгоритма определения максимально допустимых в соответствии с ТЗ отклонений параметров АС на фиксированных режимах полета самолета.

3.2. Сущность методики синтеза МФС САС для всего эксплуатационного диапазона скоростей и высот полета самолета.

3.3. Реализация методики расчета законов управления САС для всего эксплуатационного диапазона скоростей и высот полета самолета.

Глава 4. Апробация методики синтеза МФС АС.

4.1. Апробация процедуры №1 - идентификация параметров математической модели самолета.

4.1.1. Расчет параметров математической модели самолета Ту-134А.

4.1.2. Расчет параметров математической модели самолета Ту-154.

4.2. Апробация процедуры №2 - расчет номинальных параметров

АС по режимам полета.

4.2.1. Расчет АС крена для высокоманевренного самолета «Объект В».

4.2.2. Расчет АС угла тангажа для самолета общего назначения -«ЯК-58».

4.2.3. Расчет автомата продольного управления для высокоманевренного самолета нейтрально устойчивого в продольном короткопериодическом движении.

4.2.4. Расчет ' АС курса перекрестной схемы для высокоманевренного самолета «Объект А».

4.3. Апробация процедуры №3 - параметрическая оптимизация параметров АС по режимам полета.

4.3.1. Коррекция параметров АС перегрузки для высокоманевренного самолета «Объект С».

4.3.2. Коррекция параметров автомата продольного управления для высокоманевренного самолета неустойчивого в короткопериодическом движении.

Основные результаты работы.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Синтез алгоритмов параметрической оптимизации структуры автомата стабилизации пилотажно-навигационного комплекса»

Эффективная эксплуатация современных и перспективных самолетов пассажирско-транспортной авиации, самолетов общего назначения, а также эффективное применение самолетов ВВС возможно только при оснащении их пилотажно-навигационным комплексом (ПНК). Современные ПНК обеспечивают решение общей задачи управления самолетом в полете: формирование оптимальной по заданным критериям пространственно-временной траектории полета самолета (программы полета) и стабилизации движения системы «самолет - ПНК - летчик» на этой траектории. Для решения второй задачи общей проблемы управления самолетом применяют одну из систем ПНК - автомат стабилизации (АС).

АС, именуемый в инженерной среде автопилот (АП), представляет собой совокупность взаимосвязанных и взаимодействующих средств автоматики, обеспечивающих как автоматическую, так и при участии летчика, стабилизацию системы «самолет - ПНК - летчик» на заданном режиме полета с точностью и качеством, оговоренных в техническом задании (ТЗ) на разработку АС. Этого можно достигнуть рациональным построением АС, проектирование которого, как и любого другого технического изделия, согласно ГОСТу, действующему в России, осуществляют выполнением ряда последовательных регламентированных стадий разработки. При этом наибольшее внимание должно быть обращено на ранние стадии проектирования1, поскольку именно на них формируют основные контуры будущего АС. От правильно принятых решений на этих этапах во многом, если не в основном, зависит реальная эффективность АС, поскольку все доработки, производимые на последующих этапах, приводят, как правило, к существенному удорожанию проекта, а иногда и не приносят должного эффекта.

Каждый АС можно охарактеризовать конкретной структурой, принципиальной электромеханической схемой и конструкцией.

1 К ранним этапам проектирования обычно относят: анализ ТЗ на разработку АС, техническое предложение и эскизный проект.

Основной этап проектирования, на котором конструктор закладывает определенный уровень эффективности АС - это этап синтеза его структуры, под которой понимают математическое описание функционирования АС, характеризующее преобразование возмущений и начальных состояний переменных движения системы «самолет - АС» относительно заданного состояния в управляющие сигналы АС. Недостатки синтеза структуры АС, особенно в отношении точности стабилизации системы «самолет - АС» на заданном режиме полета самолета, не могут быть в полной мере восполнены при разработке его схемы и конструкции. Вследствие этого первым шагом разработки АС должен быть синтез его структуры. В процессе проектирования структуры АС, как и всего автомата в целом, необходимо удовлетворить заданному в ТЗ уровню эффективности АС фас*ф7С> СВ.1) где Фп£с - эффективность проектируемой структуры автомата.

Эффективность проектируемого АС выражают через совокупность ее показателей: фТс = <biM,Q,A,I,R,o,C,P,m,V), (В.2) где М - показатель эргономичности АС,

Q - показатель технического качества (точность стабилизации, быстродействие и т.п.), А - показатель адаптации АС, / - показатель помехозащищенности, R - показатель надежности, о — показатель неуязвимости, С - показатель сложности АС, Р - показатель экономичности АС (цена), /77 - показатель массы АС, V — показатель, связанный с габаритами АС.

Показатели P,m,V включены в выражение эффективности структуры АС, поскольку она во многом определяет схему и конструкцию будущего АС, т.е. величины этих параметров. С - показатель сложности АС выступает дисциплинирующим критерием синтеза, поскольку необходимо, чтобы АС имел структуру минимальной сложности, удовлетворяя остальным показателям. Обычно при синтезе используют интегральные показатели, такие как

Q* = ф(дг А,/) - обобщенный показатель технического качества АС,

Z* = LiR,и) - обобщенный показатель живучести АС, тогда Фп/С = Ф [m,Q*,L*) при С = inf.

Полное выражение эффективности не содержит доминирующего показателя и соподчиненности их. Однако это не означает, что соотношение процедур принятия решения при синтезе АС имеет произвольный характер. Современный уровень развития техники обеспечивает создание основных схемных элементов конечной надежности. Вследствие этого обеспечение требуемой величины R- показателя возможно только введением резервирования АС, но для этого необходимо точно знать уровень риска управления, обеспечиваемый одноотказной или минимально-функциональной структурой (МФС) АС. Поэтому отношение процедур принятия решения по М-Q- показателям и R - показателю есть отношения строгого порядка, а общая процедура синтеза структуры - процедура частично строгого порядка, минимальным элементом которой является процедура выполнения требований по М- показателю. Таким образом, в процедуре технического проектирования структуры АС обеспечение интегральных показателей может быть представлено как последовательное проведение частных процедур М у Q у L при С = inf.

Первые две процедуры представляют разработку МФС АС, сложность проведения которых обусловлена наличием характеристик заданной части системы «самолет - АС», т.е. характеристик самолета.

Характеристики самолета, как объекта стабилизации по режимам полета, претерпевают изменения в широких пределах. Так, для современного маневренного самолета значение числа М полета может находиться в диапазоне М ~ [0,3 н- 3], что соответствует скоростям полета V = [250 -ь 3000] км/ч, и рабочая высота полета может находиться в пределах

У = [100 ^ 25000] м. Такой диапазон параметров движения самолета приводит к существенному изменению величин действующих на самолет аэродинамических сил и моментов, что, естественно, приводит к изменению его пилотажных характеристик, как объекта управления. Поэтому проектирование МФС АС необходимо проводить под каждую конкретную модель самолета.

Принципиально система «самолет - АС» является динамической системой, математическая модель которой в интегральной форме есть кортеж

S = S(U,X,Y,F ,G), (В.З) где U- множество входных параметров; X— множество параметров состояния системы; У- множество выходных параметров; F— бинарные отношения между U и X; G- бинарные отношения между У и (U,X).

Известно, что состояние любой динамической системы характеризуется выходными параметрами Y.

В инженерной практике, как правило, за критерий качества системы принимают вероятность того, что математическое ожидание ошибки m£it) = mnp(t)-m3a/J{t) (В.4) в момент времени т не превысит заданных пределов. Здесь индексы «пр» и «зад» означают проектируемую и заданную системы. Поэтому наиболее часто употребляемой формой задания функции потерь при проектировании структуры АС выступает средний квадрат ошибки: а=М[ЕтЕ1 Е = Упр-Узад, (В.5) где индекс «т» означает операцию транспонирования.

При квадратичном критерии справедлива следующая теорема разделения: в линейных системах при гауссовых случайных сигналах и помехах и квадратичном критерии качества оптимальный регулятор представляет собой последовательное соединение оптимального линейного фильтра для оценки состояния и детерминированного оптимального регулятора (рис. В.0.1) [18].

Это позволяет свести задачу проектирования АС к двум последовательно решаемым отдельным задачам фильтрации и оптимизации. Результаты теории линейной фильтрации случайных процессов и детерминированной теории определения оптимального управления при синтезе оптимальных систем могут быть объединены. В дальнейшем рассмотрена вторая задача.

A (t)-K(t)C(t)-B(t)F(t)

Оцениватель состояния

Рисунок В.0.1. Структура оптимальной системы

Итак, синтез МФС АС для создания системы «самолет — АС - летчик», удовлетворяющей требованиям ТЗ, допустимо проводить без учета шумов информационно-измерительных систем ПНК. В основу решения всей совокупности вопросов, связанных с синтезом МФС АС в принятой постановке, положен принцип эквивалентности динамических систем с точностью до наперед заданной малой величины s: две динамические системы эквивалентны при нулевых начальных состояниях, если их реакции на идентичные возмущения в одни и те же моменты времени одинаковы с точностью до s, или при нулевом входе, если для них существуют такие начальные состояния, что они имеют одинаковые с точностью до s выходные реакции.

Набор датчиков первичной информации (ДНИ) на борту самолета, как правило, регламентирован, их характеристики априори известны. Принимая во внимание С- показатель, в настоящее время АС в режиме, обеспечивающем ручное пилотирование самолета, реализуют на сервоприводе (СП) с жесткой обратной связью (ЖОС). Вследствие этого класс их структур так же ограничен. Поэтому задача синтеза структуры АС в режиме стабилизации и слежения является задачей параметрической оптимизации заданной структуры, при которой оптимизации подлежит конечное число ее параметров. В дальнейшем синтезом структуры АС назван расчетный этап, т.е. однозначное математическое описание процедуры определения рациональной структуры и численных значений ее параметров.

Существенным моментом при проектировании АС, как и в любой прикладной работе, выступает необходимость получения приемлемого результата в установленные сроки. Поэтому минимизацию сроков разработки АС при удовлетворении всех требований ТЗ следует рассматривать как обобщенный критерий качества процесса проектирования АС. Вследствие этого в инженерной практике разработаны два типа методик проектирования МФС АС. Первый тип - это быстрые методики изучения характеристик самолета и оценки МФС будущего АС, устанавливающие техническую и экономическую целесообразность разработки данного варианта нового АС. Второй тип методик — корректировка МФС АС, полученной в результате быстрой ее оценки по методикам первого шага, по всем показателям эффективности АС, оговоренным в ТЗ. )

В данной диссертации разработана методика первого типа — быстрая оценка необходимой МФС АС для любой марки самолета, осуществляемая без излишних затрат ресурсов, т.е. при минимальных сроках оценки, не требующая специальной квалификации разработчиков и, как следствие, при минимальных финансовых затратах.

На защиту вынесены следующие научные положения:

1. Методика синтеза АУ АС с учетом реальных характеристик моделей его агрегатов и коррекцией его параметров по разомкнутому контуру, не требующая предварительного анализа пилотажных характеристик самолета как объекта управления, состоящая из 3-х последовательных процедур.

2. Методика расчета значений параметров линейных математических моделей движения самолета на стационарных режимах полета на основании сопоставления реакций нелинейной и линейной математических моделей.

3. Методика расчета значений параметров АС самолетов различного назначения на стационарных режимах их полета путем сопоставления реакций эталонной и проектируемой систем.

4. Методика синтеза законов коррекции параметров АС по разомкнутому контуру в зависимости от изменения значений наблюдаемых параметров движения самолета, позволяющая определить допустимый диапазон изменения параметров АС и существенно упростить законы коррекции параметров АС по режимам полета самолета.

Заключение диссертации по теме «Приборы навигации», Фомин, Алексей Олегович

Основные результаты работы

1. Разработана методика синтеза АУ АС самолета с учетом реальных характеристик его агрегатов и коррекцией его параметров по разомкнутому контуру в зависимости от наблюдаемых параметров движения, осуществляемая без предварительной оценки пилотажных характеристик самолета как объекта управления. Методика состоит из трех последовательных процедур.

2. Разработанная методика позволяет осуществлять синтез АУ АС для любого типа самолета, не требует для практического применения специальной квалификации разработчиков, и позволяет осуществлять расчеты в более сжатые (по сравнению с применяемыми методиками) сроки. Проверка методики на математических моделях реальных самолетов показала существенное (более чем на порядок) уменьшение времени расчетов.

3. Разработана методика расчета значений параметров линейных математических моделей движения самолета на стационарных режимах полета, основанная на сравнительном анализе реакций нелинейной и линейной математических моделей движения самолета.

4. Разработана методика расчета параметров АС на стационарных режимах полета самолета, основанная на сравнении реакций переходных функций проектируемой и эталонной систем, где в качестве эталонной системы задана единая система 3-го порядка. Методика позволяет учесть параметры моделей агрегатов АС и задать избыточный АУ АС по наблюдаемым переменным движения системы с последующей редукцией в АУ АС переменных состояния системы, слабо влияющих на качество переходного процесса.

5. Разработана методика уменьшения разницы между значениями величин параметров АС на различных режимах и минимизации числа интервалов линеаризации функций законов коррекции параметров АС по разомкнутому контуру. Методика основана на применении методов теории чувствительности динамических систем и линейного математического программирования.

6. Математическое моделирование систем «самолет - АС», выполненное для пассажирских самолетов ТУ-134, ТУ-154, транспортного ИЛ-76, боевого самолета МиГ-29 и ему подобных подтвердило соответствие законов управления, полученных по разработанной методике, законам управления, применяемым на серийно выпускаемых самолетах.

7. Методика синтеза реализована в виде пакета программ для ПЭВМ, обеспечивающего расчет МФС АС.

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Фомин, Алексей Олегович, 2009 год

1. Абдулин P.P. Методы автоматизации разработки и испытания комплексов управления летательными аппаратами: Автореферат дисс. . канд. техн. наук. - М.: ФГОУ ВПО МГАУ, 2006. -22 с.

2. Автоматизация управления аэродинамически неустойчивым самолетом в короткопериодическом движении: Рабочие материалы для НИИ «ИСУ» / МГТУ им. Н.Э. Баумана; Руководитель С.Е. Никитин; Исполнители Б.Н. Окоемов, А.О. Фомин и др. М.: 2001. -20 с.

3. Алфутов Н.А., Колесников К.С. Устойчивость движения и равновесия. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2003. -256 с.

4. Афанасьев В.Н., Колмановский В.Б., Носов В.Р. Математическая теория конструирования систем управления: Учебное пособие для втузов. -М.: Высшая школа, 1989. -447 с.

5. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов / Научный редактор и сост. Г.С. Бюшгенс. М.: Наука, 1998. -816 с.

6. Бахвалов Н.С., Жидков Н.П., Кобельков Г.М. Численные методы. -3-е изд. -М: Бином, 2004. -636 с.

7. Беляев В.В. Пассажирские самолеты мира. — М.: Аргус, 1997. -318 с.

8. Бехтир П.Т., Бехтир В.П. Практическая аэродинамика самолета Ил-76Т: Учеб. пособие для школ высшей летной подготовки. М.: Машиностроение, 1979. -176 с.

9. Боэм Б.У. Инженерное проектирование программного обеспечения: Пер. с англ. -М.: Радио и связь, 1985. -512 с.

10. Брылев А.И. Синтез алгоритмов пилотажно-навигационного комплекса на основе критерия безопасности взлета широкоф юзеляжного самолета: Автореферат дисс. . канд. техн. наук. — М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2003.-16 с.

11. И. Васильев Ф.П., Иваницкий А.Ю. Линейное программирование. — М.: Факториал Пресс, 2003. -352 с.

12. Аэродинамика самолета Ил-76Т / И.С. Васин, В.И. Егоров, Г.Г. Муравьев и др.; Под ред. Г.В. Новожилова. М.: Транспорт, 1983. -165 с.

13. Вся высшая математика. В 7 т. / В.И. Заляпин, А.И. Киселев, M.JI. Краснов и др. — М.: УРСС, 2003. -Т. 6: Вариационное исчисление, линейное программирование, вычислительная математика, теория сплайнов. -256 с.

14. Гальперин М.В. Автоматическое управление. М.: ФОРУМ, 2004.224 с.

15. Дегтярев Г.Л., Ризаев И.С. Синтез локально оптимальных алгоритмов управления летательными аппаратами. М.: Машиностроение, 1991. -304 с.

16. Дейч A.M. Методы идентификации динамических объектов. — М.: Энергия, 1979. -240 с.

17. Дьяконов В. MATHCAD 8/2000. Специальный справочник. СПб.: Питер, 2000. -592 с.

18. Зеленов Ю.С., Малахов А.А., Окоемов Б.Н. Алгоритмизация методов проектирования структур автопилотов: Учебное пособие. М.: МВТУ им. Н.Э. Баумана, 1981. -84 с.

19. Ильин В.Е. Миг-29. Боевые самолеты России XXI века. М.: ACT, 2004. -128 с.

20. Ильин В.Е. Миг-29, «Мираж» 2000, F-16. Звезды четвертого поколения. -М.: ACT, 2002.-240 с.

21. Ильин В.Е. Самые скоростные истребители МиГ-25 и МиГ-31. — М.: ACT, 2002. -96 с.

22. Ильин В.Е., Кудишин И.В. EF 2000 «Тайфун», «Рафаль», «Грипен». Европейские самолеты последнего поколения. — М.: ACT, 2001. -160 с.

23. Ильин В.Е, Левин М.А. Бомбардировщики.- М.: ACT, 1996. -Т.2. -176 с.

24. Идхоки Я.С. Приближенный метод анализа переходных процессов в сложных линейных цепях. — М.: Советское радио, 1969. -176 с.

25. Карманов В.Г. Математическое программирование: 5-е изд., стереотипное. М.: Наука, 2004. -264 с.

26. Карп К.А., Малышев В.В. Вероятностный анализ и управление: Учебное пособие. М.: МАИ, 2003. -344 с.

27. Кудишин И.В. F-22 «Рэптор» и JSF. Американские истребители пятого поколения. М.: ACT, 2002. -256 с.

28. Лигум Т.И. Аэродинамика самолета Ту-134А. М.: Транспорт, 1975. -320 с.

29. Лигум Т.И., Скрипниченко С.Ю., Шишмарев А.В. Аэродинамика самолета Ту-154Б. -М.: Транспорт, 1985. -263 с.

30. Лигум Т.И., Юровский С.И. Аэродинамика самолета Ту-134. М.: Транспорт, 1969. -304 с.

31. Лунгу К.Н. Линейное программирование. Руководство к решению задач. -М.: Физматлит, 2005. -128 с.

32. Лурье Б.Я., Энрайт П.Дж. Классические методы автоматического управления : Пер. с англ. СПб.: БХВ-Петербург, 2004. -640 с.

33. Малахов А.А., Рожченко Е.Е. Моделирование систем летательный аппарат автопилот. - М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1993. -96 с.

34. Малкин И.Г. Теория устойчивости движения: 2-е изд. М.: УРСС, 2004. -432 с.

35. Методы теории чувствительности в автоматическом управлении / Под ред. Е.Н. Розенвассера, P.M. Юсупова. — Л: Энергия, 1971. -344 с.

36. Михалев И.А. Системы автоматического управления. — М.: Машиностроение, 1971. -464 с.

37. Михалев И.А., Окоемов Б.Н. Типовые примеры расчета структур автопилота. -М.: МВТУ им. Н.Э. Баумана, 1985. -46 с.

38. Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматического управления самолетом: 2-е изд., перераб. и доп. М.: Машиностроение, 1987. -240 с.

39. Многорежимные и нестационарные системы автоматического управления / А.Д. Александров, В.П. Андреев, Б.Н. Петров и др.; Под ред. Б.Н. Петрова. -М.: Машиностроение, 1978. -240 с.

40. Неймарк М.С., Новожилов Г.В., Цесарский Л.Г. Безопасность полета самолета. Концепция и технология. -М.: Машиностроение, 2002. -14 с.

41. Николаев Л.Ф. Основы аэродинамики и динамики полета самолетов: Учебное пособие для вузов. -М.: Транспорт, 1997. -232 с.

42. Окоемов Б.Н., Петров В.М., Фомин А.О. Методика предварительной коррекции законов изменения параметров автопилота в зависимости от режимов полета самолета // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Приборостроение. 2001. -№4/2001 (45). - С. 3 - 13.

43. Окоемов Б.Н. и др. Один алгоритм параметрической оптимизации структуры автопилота / Б.Н. Окоемов, В.М. Петров, И.С. Потапцев, А.О. Фомин // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Приборостроение. -2003. -№2/2003 (51). -С. 64-77.

44. Окоемов Б.Н. Методы расчета автопилотов, содержащих в контуре управления БЦВМ: Методические указания. М.: МВТУ им. Н.Э. Баумана, 1988. -52 с.

45. Оптимальные цифровые законы управления авиационными комплексами / А.В. Воробьев // Авиакосмическое приборостроение. 2004. - №10. - С. 24-29.

46. Пятин А.И. Динамика полета и пилотирование самолета ТУ-154. М.: Воздушный транспорт, 1994. 120 с.

47. Решение типовых задач синтеза структуры автопилота с применением ЭЦВМ: Учеб. пособие / Под ред. И.А. Михалева. М.: МВТУ им. Н.Э. Баумана, 1977. -77 с.

48. Семененко М.Г. Математическое моделирование в MathCad. — М.: Аль-текс, 2003. -208 с.

49. Солонина А.И., Улахович Д.А., Яковлев Л.А. Алгоритмы и процессоры цифровой обработки сигналов. СПб: БХВ-Петербург, 2002. -464 с.

50. Теория систем. Математические методы и моделирование: Сборник статей / Пер. с англ. М.: Мир, 1989. -384 с.

51. Фащевский Н.Н. Построение пилотажно-навигационного комплекса для самолетов авиации общего назначения: Автореферат, дисс. канд. техн. наук. -М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1999. -16 с.

52. Энциклопедия; В 40 т. / Г.С. Бюшгенс, О.А. Кузнецов, С.В. Ляпунов и др. — М.: Машиностроение, 2002. Раздел IV. Расчет и конструирование машин. Проектирование самолетов и вертолетов, Т. IV-21, книга 1, -Аэродинамика, динамика полета и прочность. -800 с.

53. Якубович Н.В. Боевые реактивные самолеты А. С. Яковлева. — М.: ACT, 2001.-160 с.