автореферат диссертации по информатике, вычислительной технике и управлению, 05.13.01, диссертация на тему:Разработка и исследование системы навигации и управления полетом самолета в зоне аэродрома

5 ОД На правах рукописи

, . о Г > >

Сюе Ли Лин Разработка и исследование системы навигации и управления полетом самолета в зоне аэродрома

Специальность 05.13.01 - Управление в технических системах

Автореферат

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Санкт-Петербург . •

1996

Работе рыполнена в Санкт-Петербургской государственной академий аэрокосмического приборостроения

Научный руководитель

Доктор технических наук, профессор Л.А.Северов Научный консультант

Кандидат технических наук, доцент А.И.Панферов Официальные оппоненты:

- заслуженный деятель науки и техники, д.т.н., профессор,

Хрущев Виталий Васильевич

- к,т.н.) старший Научный сотрудник,

Салева Ольга Константиновна

Ведущее предприятие Е1ШРА

Защите состоится "_" 1996 г. в _ часов на заседании диссертационного совета К 063.21.03 в Санкт-Петербургской государственной академии аэрокосыического приборостроения, по адресу) 100000« С-Петербург, ул. Большая Морская, д. 67

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке академии

Автореферат разослан" _ " 1996 года.

Ученый секретарь диссертационного совета

В.В.Фильчаков

Общая характеристика работы

Актуальность работы. В настоящее время в гражданской авиации многих стран мира стоит задача повышение пропускной способности аэродрома за счет согласования и точного выдерживания' графикоп движения с помощью цифровых ЭВМ и результатов современной теории управления. Особую реальность эта задача имеет для Китайской народной республики, что связано с густонасеЛеИ-ностью территории Китая и с интенсивным ростои в последние Годы пассажирских и грузовых воздушных перевозок на внутренних и международных линиях. В Китае пропускная способность далеко не удовлетворяет потребностям бистро развивающейся экономики.

Рост воздушных перевозок приводит к увеличению интенсивности воздушного движения в зоне аэродрома, к задержкам самолетов в зоне ожидания, к необходимости увеличивать резерв топлива на борту, к нарушениям расписания и , в конечном итоге, к серьезным экономическим потерям. Особенно для сверхзвуковых самолетов значительная часть времени полета находится в зоне аэродро- . ма. Поэтому важное реальное экономическое значение имеет задача повышения плотности воздушного движения в зоне аэродрома при соблюдении условий безопасности, решение которой позволяет увеличить пропускную способность аэропорта.

Повышение плотности воздушного движения в зоне аэродрома возможно путем максимального улучшения устойчивости и управляемости самолета, увеличения точности выдерживания заданного режима полета по программной траектории и разработки прецизионных законов управления,т.е. путем оптимального управления полетом.

Решение задачи оптимального управления полетом в зоне аэродрома осложняется жесткими ограничениями На защитное пространство, разрешенную зону маневрирования и величину воздушной скорости полета, противоречивыми требованиями к системам управления и значительным изменениям динамических характеристик самолета в такой зоне.

Настоящая диссертационная работа посвящена разработке ал-, горитма оптимального управления полетом с учетом повышения плотности воздушного движения в зоне аэродрома.

Цель работы. Целью диссертационной работы является повышение плотности движения самолета в зоне аэродрома за счет айто-

натиэации управления.

Задачи исследования:

- анализ известных методов и технических средств навигации и управления;

- исследование динамических характеристик свободного самолета и самолета с АБСУ;

- создание линейной математической модели и определение условия применении" стационарной математической модели;

- обоснование технических требований к системе управления в процессе предпосадочного маневре в зоне аэродрома;

- разработка алгоритма оптимальных законов управления полетом. Которые минимизируют отклонения центра масс самолета от определении* траекторий! обеспечивающих максимальный комфорт для пассажиров и удобства экипажа г

- разработка программных сигналов управления;

- цифровое моделирование алгоритма синтеза системы оптимального управления самолета для процесса предпосадочного маневрирования;

- разработка алгоритма формирования программных траекторий,которые обеспечивают заданное время прибытия,благоприятные условия экипажа и максимальный комфорт для пассажиров;

- упрощение оптимальных законов управления и разработки оценки точности управления с 1'четом случайных возмущений.

Методы исследования. При решении поставленных задач использовались:

- метод линеаризации нелинейной математической модели;

- метод оптимального управления в пространстве состояния;

- метод фильтра Калмана для уничтожения влияния случайных возмущений на полет самолета;

- метод цифрового моделирования на ЭВМ оптимального управления;

- метод цифрового моделирования на ЭВМ напигации и управления полетом самолета;

- метод цифрового моделирования на ЭВМ влияния случайных возмущающих факторов на точность системы управления;

- метод математического описания случайных возмущающих факторов с помощью Гоуссовских марковским случайных процессов.

Научная новизна работы заключается в получении условия стационарной линейной математической модели,в разработке методики моделирования и оптимальных закопав управления йрн создании системы автоматического управления в процессе предпосадочного маневрирования.

Основные результаты, выносимые на защиту.

1) Результат исследования динамических характеристик свободного самолета и самолета с АБСУ.

2) Обоснование возможности использования единой стационарной линейной математической модели для исследования системы управления полетом в зоне аэродрома.

1) Результаты оптимального синтеза системы стабилизации центра масс самолета.

4) Программные управляющие сигналы, которые обеспечивают движение самолета по сложным криволинейным траекториям с учетом изменения воздушной скорости и наличия ветра с минимальной ошибкой стабилизации центра масс самолета;

5) Результаты цифрового моделирования по полученным алгоритма оптимальной стабилизации для продольного движения, бокового движения и движения по сложным траекториям.

6) Программные траектории, которые обеспечивают заданное время прибытия, удобства экипажа и комфорт пассажиров.

7) Алгоритм расчета элементов программы Полета самолета с учетом переменной воздушной скорости и наличия ветра.

8) Оценки точности управления с учетом случайных возмущающих факторов.

Практические результаты.

1.Разработана стационарная математическая модель,которая может использоваться для исследования и проектирования системы автоматического управления полетом в зоне аэродрома.

2.Получен алгоритм оптимальной системы стабилизации центра масс самолета,который может применяться в проектировании.

.4. Алгоритм расчета программы полета самолета с учетом переменной воздушной скорости и наличии ветра можно прямо использовать в практике проектирования АБСУ в зоне аэродрома.

4,Разработанная оптимальная, траектория может программироваться в Бортовом навигационном вычислительном устройстве с помощью Крордннвт ППМ с цель» повышения точности управления полетом в Зоне аэродрома.

5.А^Горчтм оценки точности системы управления полетом самолета можно использовать В практике проектирования САУ.

Реализация результатов работы.

Результаты работы интересны в Китайской Народной Республике для повышения пропускной способности аэропорта с помощью автоматизации управления полетом самолет».

результаты диссертационной работы использованы в следующих отчете* пр НИР " Системы навигации и управления воздушным движением" > приводимых кафедрой "Системы ориентации и стабилизации летатедьных аппаратов" СПГААПг

1). Разработка И исследование алгоритмов управления и обработки информации в зоне аэродрома, разработка методов активной коррекции функционального состояния человека-оператора";

2), Исследование комплексированных систем навигации и посадки на рсноёе редуцированных алгоритмов обработки сигналов, разработка комплекса оценки функционального состояния оператора 1Щ базе ПЭВМ". Л^ГР. 01.9.30001700, >^ив-Ы029750001942.

Отчеты выполнялись в рамках международной Российско-китайской программы "Безопасность полета".

Апробация работы.

Результаты работы обсуждены на научном семинаре кафедры "Системы ориентации и стабилизации летательных аппаратов" Санкт-Петербургской академии аэрокосмического приборостроения и доложены на Всероссийском Молодежном Научном Форуме " Интелек-туальный потенциал России в XXI век"(Санкт-Петербург, 22-24.11.95).

Структура и объем работы.

Диссертация состоит из введения, четырех разделов, трех приложений, заключения, библиографического списка.

Краткое содержание работы.

Во введении показана актуальность работы, сфориулирована ее цель, задача, методы исследования, приведено краткое изложение содержания работы.

В первом разделе рассматриваются методы и технические средства навигации и управления самолетов, При ЭТОМ особое внимание уделяется методам и техническим средствам навигации и управлении самолетов для обеспечения их полетов в зоне аэродромов, включая этапы снижения самолета перед заходом на посадку, предпосадочный маневр, заход на посадку, выравнивание и приземление. Анализируется способность существующих в настоящее время наземных и бортовых технических средств к решении перспективных задач управления воздушным движением (УВД), в Часцостн к решению задачи управления временем прибытия самолетов, что определяет главное содержание диссертации.

Рассыотрпвается состав и взаимодействие наземной н бортовой апаратуры, обеспечивающей навигацию самолетов лоэицмоныыи методами и методами счисления пути. Реализация позиционного ме-, тода рассмотрений па примере комплекса, включающего, угломер-но-дальномерную систему ближней навигации УОИ/ВДЕ, автоматический радиокомпас, дальномер и бортовую аппаратуру ( гироскопические вертикали, курсовые системы самолета, радиотехнические системы измерения азимута самолета, радиотехнические датчики инструментальной посадки, самолетный дальномер, радиовысотомер, датчики скорости полета и др.).

При анализе систем построенных по принципу счисления пути наиболее подробно рассмотрены корректируемая воздуюно-доппле-ровская система счисления пути (КЛДССГ!) и .инерциалмше системы счисления. Комплекс КВДССП представлен в обзоре наиболее распространенным составов, включающим датчик курса самолета, доип-леропехнй измеритель путевой скорости и угла сноса (ДИСС), система воздушных сигналов (СВС) и напигациопио-вычислительное устройство (ИВУ).

При рассмотрении инерциального методигсчисле>|ия пути- особое внимание уделено современным тенденциям совершинствования технической базы этого метода, связанным с переходом от платформенных, инерциильных навигационных систем к бесплатформенным системам, корректируемым по спутниковой навигационной информации .

Развитие авиастроения связано с дальнейшим повышением экономичности, Надежности улучшения динамически* качеств самолетов, чти на современном этапе достигается применением сложных Комплексных систем управления.

Автоматизация управления Полетом является одним из важнейших .этапов совершенствования систем управления. Увеличение тактических возможностей современных самолетов связано с расширением объема функций, выполняемых системами автоматического уп-рапления (САУ).

В соответствии с общепринятой классификацией'в первом разделе рассмотрены особенности построения ручных, полуавтоматических в автоматических систем управления полетом самолетов. При этоМ( специфика решаемой в диссертации основной задачи предопределяет дальнейшее использование в исследовании полуавтоматических н автоматических систем, комплекс оборудования которых объединяется в составе автоматизированных бортовых систем управления {АБСУ), включающих систему автоматического управления (СЛУ1, систему траеКторного управления (СТУ), вычислитель ухода на второй круг (8У), системы контроля работоспособности АБСУ и другие подсистемы.

Во втором разделе разработан алгоритм синтеза системы управлений полетом самолета по сложным траекториям предпосадочного маневрирования.

Этап предпосадочного маневрирования начинается с 50-70 км от аэродрома посадки. Полет самолета н зоне аэродрома имеет ряд особенностей. В процессе предпосадочного маневрирования ц лоне аэродрома уменьшается скорость полета (от 160 м/с до 110м/с), производится ряд разворотов, изменяется высота полета (от 3000 м до 600 м), выпускаются шасси, закрылки и предкрылки. Все указанные факторы в большой или меньшей степени изменяют аэродинамические характиристикн и моменты инерции самолета. Следствием итого является изменение динамических характеристик самолета но мере его приближения к предпосадочной прямой.

В этом разделе приводится математическим модель дниженнк .самолета в зоне аэродрома и рассчитываются ее параметры для . различных э'гппоп предпосадочного мппс-прпронинии. С "помощью компьютера получены корни характеристических уравнений движения самолета и переходные процессы своГюдиш и продольного и Смжоро-

го движения для различных режимов полета. Проведенные расчеты показывают сильную зависимость динамических свойств свободного самолета от режима полета. Математическая, модель свободного, движения самолита является существенно нестационарной.

В разделе получены уравнения движения самолета совместно с автоматической бортовой системой управления (АБСУ), осуществляющей угловую стабилизацию самолета, стабилизацию высоты полета и скорости. Анализ свойств этих уравнений для различных этапов предпосадочного маневрирования показал, Что в зоне аэродрома динамические характеристики системы самолет-АБСУ практически не изменяются. Это и понятно, гак как введение обратных связей уменьшает влияние»нестационарности обьекта.

Проведенные исследования позволяют рассматривать единую стационарную модель движения системы самолет-АБСУ для всего времени полета в зоне аэродрома.

Повышение плотности движения самолета в зоне аэродрома в большой степени зависит от точности обеспечения времени прибытия. При решении задачи регулирования времени прибытия необходимо управлять движением центра масс самолета. Как известно, необходимым условием работы системы управления движением центра масс является наличие контуров стабилизации и демпфирования уг-рового движения самолета. В принципе возможно решение задачи синтеза структуры и параметров систем управления центром масс и угловой стабилизации одновременно. Стабилизация центра масс самолета обеспечивается установленной на самолете автоматической бортовой системой управления.

Ошибки стабилизации центра масс самолета не должны быть большими, потому что бортовая система управления обеспечивает малые отклонения углов атаки и тангажа от установившегося на каждом рассматриваемом режиме полета. Поэтому для изучения системы стабилизации можно использовать лимейиые математические модели. Для удобства изучения движение самолета разделяется на продольное и боковое .

В матричной форме система дифференциальных уравнений Математической модели для управления полетом записывается следующим образом: ,

= ги)-х + си + с.т + СпР(и , ' ... (2.1)

где Х'= Г Г ф иг и, Д¥ г XI х е и»б, II р . т 116 и? 119 111 О И|

V , й ,8 ,1>,Э ,Г,ф,Ь, - отклонения от невозмущснных значений скорости полета, углои атаки, наклона траектории и тангаха, скорости тангажа,углоп скольжения и крепл, скорости кренв! угловой скорости рыскания, нысогы полета;

А? - угол поворота траектории;

¿гпр.т - отклонение рмнчага управления тягой двигателей; г - продольное и боковое отклонение;

г! - интеграл бокового отклонения;

и», и?, из, що, и** IV - промежуточные переменные величины:

ЦТ = [Т-Т, У-У*1 ;

Гз,У* - заданные крен и скорость;

Сир* =[ 0 0 0 0 0 0 ?пр 0000000000000 ];

= программная скорость курса;

С. (I) = Щг» .V. 1т ; '

V» ,№г - бок шая, вертикальная и горпзонгалышя состанлию-щие ветра;

И, О - матрицы размерностей 20*20 и 20*2 определяются приведенной системой уравнений;

• Система стабилизации центра масс самолета должна обеспечить наименьшее расстояние от центра масс самолета до программной траектории в процессе вссг полета.

Для комфорта пассажирои и удобства экипажа система стабилизации должна приблизить переходный процесс к желаемым илиииин переходным процессам с малым перерегулироиамием. Это требование осуществляется через миниыизацмю производной отклонения центра масс самолета.

Кроме Требований к точности стабилизации желательно обеспечить наименьшие величины управляющих сигналов. Такими управляющими сигналами являются разности между измеренным и заданным углами крена, измеренной и заданной путовыми скоростями полета.

Все эти требования к системе стабилизации и повышение точности времени прибытия в процессе предпосадочного маневрирования определяют необходимость разработки специальных, прецизионных законов управлении.

Для получения таких законов использую'!ся методы оптималь-

ного управления в прострастве состояний.

В соответствии с теорией оптимального управления требования к системе управления задаются в виде функционала качества управления.

Функционал качества управления в матричной форме записывается так

Л = 1/2'

- М'Х)Т " А' IУ С * ) - МХ] + ЦТ'В'и

<И, (2.2)

где А - положительно палуопределенная матрица весовых коэффициентов размерности 20»20;

В - положительная матрица весовых коэффициентов размерностей 2*2;

V(I> — вектор заданных значений переменных величин;

М - матрица преобразования.

Весовые коэффициенты функционала качества управления выбираются способом равных вкладов максимальных отклонений.

Задание коэффициентов функционале на основе этого принципа можно рассматривать как предварительное. Согласно общей идее метода аналитического конструирования после определения оптимального управления следует проверка качества переходных процессов управления в синтезированной системе я корректировка весовых коэффициентов.

Для синтеза оптимальной снстемн стабилизации центра масс самолета относительно программной точки необходимо определить вектор и как функцию текущего состояния Х(0, который минимизирует функционал качества (2.2) при учете ограничений (3.1). Эта задача представляет собой совокупности дчУ* задач> известны* в теории оптимального управления, как задача оптимального отслеживания заданной входной функции УН) выходом линейной системы МХ и как задача оптимизации неоднородной линейной системы по квадратическому функционалу качества. Решение этой задачи имеет вид

и = _в-101.(5х + К), (2.3)

где Э,К - определяются как решения уравнений

Э = - Б * р - рт-Б + 8-СВ-1-0'8 - Мт * А' Н , в С") = О (2.4)

К = (З-О-В-'-С - РТ)К - (С. + Спр) + И''АЧ ,

КС*) = о . (2.5)

Оптимальное управление (2.3) представляет собой сумму двух составляющих: обратное связи по состоянию 1Ье = - В-'о'бх и программного сигнала Оор = - В-10'Х. Уравнение Риккати (2.4) и его конечное условие не зависят от вида программной траектории и внешних воздействий, определяемых вектором С{I). Следовательно, матрица оптимальных коэффициентов обратной связи - В" 1 С 8 полностью определяется матрицей объекта управления Р, функционалом качества и временным интервалом, на котором решается задача. Это позволяет решить задачу синтеза оптимальной обратной связи в два этапа.

На первом этапе решается уравнение (2.4) в обратном времени до установившегося конечного решения и вычисляется матрица оптимальных коэффициентов обратной связи - В"'С в . Поскольку интервал времени регулирования в данной задаче считается бесконечным, 4 обьект стационарным, то и матрица обратной связи получается также стационарной, что весьма ценно при реализации синтезируемой системы управления.

На втором этапе в обратном времени решается уравнение (2.5) и вычисляется программный сигнал - В-'-С'Ми.

Прехда чем перейти к синтезу оптимальной системы стабилизации, необходима установить управляемость системы уравнений (3.1). Условием управляемости этой системы является равенство ранга матрицы управляемости [б ГО Р'О ... К""'О числу уравнений системы (2.!). Для этого достаточно, чтобы любой из определителей размерности, равной.числу уравнений системы (2.1), был бы не равен О.

В атом разделе приведены данные цифрового моделирования, подтверждающие теоретические результаты раздела.

Результаты цифрового моделирования переходных процессов для бокового движения! время регулирования меньше 30 секунд, перерегулирование по боковому отклонению составляет 30 процентов. Для Продольного движения: Время регулирования меньше 65 секунд, перерегулирование по скорости составляет 18 процентов.

По полученным алгоритмам в процессе разворота боковое отк-

и -

лонение меньше 3 м-

В третьем разделе рассматривается Формирование оптимальных по структуре траекторий предпосадочного маневрирования,

Этап предпосадочного маневра в районе аэродрома обеспечи-оаются с помощью систем ближней навигации. Типичный вид траектории предпосадочного маневра есть "коробочка" с четырьмя раэ-норотнми. Однако обычно предусматривается возможность выполнения неполной "коробочки", т.е. вписывание о эту траекторию с любою другого направления с выполнением одного четвертого разворота, третьего и четвертого рапворота или второго( третьего и четвертого разворотом. Возможен также заход ия посадку "с прямой" без выполнения предпосадочного маневра.

В процессе выполнения предпосадочного маневрирования для обеспечения заданного времени прибытия Наде оптимально управлять самолетом .

Лля формирования оптимальных по структуре траекторий пг?д-посадочного маневрирования, которые обеспечивают благоприятные условия работы и максимальный комфорт для пассажиров, виполня-Ю1 с я дне .задачи определения оптимальных параметров траекторий для предпосадочного нгше»ри, обеспечипа/здих заданное время прибытия и минимизирующих два различим* функционала качества.

При ипнегтиой скорости полета самолета звдгча поиска

траектории, обеспечивающей заданное премя прибытия Т, сводится к задаче сиитсап траектории заданной длины

Я = УИ)<П. о

Задача определенна ппрамстроп траектории яадпиной длины, соединяющей две точки плоскости, не имеет п общем случае одноз,тчно-го решения, поскольку существует множество такин траекторий. Г>гп обстоятельство нолполяст учесть дополнительные фякторь), в частности получить траекторию, оптимальную по отношению к тому или иному Функционплу к/1чества.

П нерпой чиянчс траектория строится так, чтобы самолет как можно бисгрсе вышел на финальную прямую. Такая постановка задачи обусловлена тем. что в процессе предпосадочного маневрировании экипаж сашък'тд должен выполнить большое количеств операций и условиях дефицита времени, причем напряженность его рпбо-

тц возрастает ро мере приближения к точке посадки. Поскольку полет по криволинейной траектории осуществляется только на начальном участке пути и заканчивается за наименьшее время, по приближению к контрольно^ точке по прямолинейному участку траектории экипаж имеет наиболее благоприятные условия для контроля за ходом полета и подготовки к следующему этапу.

решение периой задачи следующее:

Кинематические уравнения движения самолета в горизонтальной плоскости »меют вид;

К = V» соа¥; 2 = -V» ^ = - (3.1)

где V» - роздуиная скорость, постоянная между точками регулирования времени прибытия! Ч1 - курс; У - угол крена; X, г - координаты самолета В земной системе координат, g - ускорение свободного падения.

>1ри цолете в зоне аэродрома величина угла крена должна быть ограничена,т.е.

Поставленная задача является задачей максимального быстродействия с изоперилетрическим ограничением.

Воспользовавшись принцип максимума Понтригина, получились результаты, что оптимальный закон управления может принимать значения +1, 0, -1, что В рвою очередь соответствует дугам окружностей и отрезкам прямых в траектории.

Во второй задача минимизируется суммарный угол изменения курса, т.е. заданное время прибытия обеспечивается маневрированием с наименьшей суммой абсолютных величин разворотов. Тикая постановка задачи целесообразна в том случие, если зона маневрирования не ограничена, например, при выполнении различных задач в военной авиации или для улучшения комфорта пассажиров при несущественных неограничениях зоны маневрирования.

Если ограничений на зону маневрировании нет, то целесообразно построить маневр таким образом, чтобы суммарный угол изменения курса был минимальным, т.е.

1Г(1)| < Г..К,

Функционал качества имеет вид

(3.2)

*

Т.«

(П

сИ

- Г 1и|

» о

аг

где Т - заданное время полета из начальной точки в конечную.

Используя принцип максимума Понтрягина и сделаны следующие выводы:

- траектория заданной длины, оптимальная по критерию минимума суммарного угла изменения курса, состоит из отрезков прямых и дуг окружностей!

- количество дуг окружностей на траектории не больше трех)

- структура оптимальной траектории полностью определяется начальным местоположением самолета и требуемым временем прибытия в контрольный пункт.

В этом разделе еще получен общий алгоритм расчета программы полета самолета с учетом переменной роэдуцной скорости и наличия ветра , с помощью которого оптимальные траектории могут быть запрограммированы в бортовом навигационном вычислителе малым числом промежуточных пунктов места (ППМ).

В четвертом разделе рассматривается чуствительность оптимальной системы к изменению коэффициентов передачи обратных связей

Урлпнения линейного многосвязанного объекта имеют вид:

Х(П = Р(М)Х(П + Ф(П , Х(0)=Х0 ,

(4,1)

пс элементы матрицы 1ЧМ) зяписяТ от вектора параметров Мт = (М) Мз ... Мп ) : <Н I) - вектор внешних возмущений .

При расчетном -шачении пехтора М = М« система (4.1) является исходной.

Функции чустпптечьностп определяются следующим образом:

К! ( 1 ) =

ЭХ(I,М)

<1 = 1.....П I .

М1 =М,| 1

Функции чустоите пмюсти удовлетворяют урапнснто

Sj(t) = f Si(t) + Ft X(t) + ®(t), Si (O )= o,

(4.2) , n )

(1=1,.

ЭР(М)

ГДв ti *

3Mi Mt = M» i

3FÍM)

Ненулевые компоненты

соответствуют только тем компо-

5 Mi

центам матрицы F,e которых присутствует изменяемый коэффициент.

каждый Компонент этого Вектора численно характеризует изменение nú отношению К оптимальному переходному процессу соответствующего компонента вектора X(t) в момент времени t при изменений параметра М{ на еднннцу.

На компьютере решаются последовательно уравнения чувствительности ДЛЯ каждого коэффициента передачи и сортируются все коэффициенты передачи по степени влияния их изменений на оптимальный переходный процесс.

Для упрощений сложного оптимального закона управления в системе уравнений (4.1) последовательно отбрасываются коэффициенты передачи i Начиная с самих слабых связей. Различие между переходными процессами с оптимальным и упрощенным законами управления не должно быть больше 2%.

С помощью компьютера в результате получились упрощенные законы управления. Которые позволяют сократить объем вычислений в бортовом вычислителе и уменьшить требования к памяти.

В атом разделе цроводится исследование точности системы управления движением центра масс самолета в зоне аэродрома с учетом случайны* ошибок измерителей, дискретности передачи информации, турбулентности атмосферы и динамики контуров стабилизации.

Турбулентность атмосферы удобно представить в виде белых шумов и формирующих фильтров в форме Коти:

Wy' + (V / 1)'Wу'

V/1 ' Í, (

41У + (V / ])'\уу + (V / I) Щ = 6„,' V ЗУ/1 ■ 1Уг' + (V / 1 ) й-г' = (1^3 -1 ) Й,г ^УП-Ъ ,

Ч1г + (V / 1 ) 'Их + (V / 1 ) ЭДг = б.г •/ зу/1 »х + (V/)) \¥х = б.« / 2V/1 «х,

(4.3)

где «I- проекция турбулентсти атмосферы на оси для средной турбулентности б», =б»г= 2.5 м.с*',5*т= 1 М.с*', £х Дг - независимые белые шумы с математическими ожиданиями и дисперсным , равными М(£>)=М(£;) = ) = 0 , М(£х ( I) ' С« (Т^) 1 = М |5,(Ц11(1П * М (I)-и (X)] = За-Г), I - масштаб турбулентности, V - скорость полета.

Дифференциальные уравнения системы управления самолета с учетом ошибок измерителей совместно с уравнениями формирующих фильтров турбулентности атмосферы (4.3) записываются в виде единой системы линейных дифференциальных уравнений.

Известно, что матрица ковариаций выходного вектора для линейного нестационарного управления является решением матричного линейного дифференциального управления для матрицы дисперсии.

Начальным условием для дисперсионного уравнения .является такая матрица , часть коэффициентов которой представляют -собой ковариации переменных формирующих фильтров (4.3). Остальные коэффициенты этой матрицы являются ковариациями переменных состояния самолета и автоматической системы управления в исходный момент времени. Начальные условия существенно сказываются на решении дисперсионного уравнения только в течение времени переходного процесса в системе управления центром масс самолета, т.е. в течение первой минуты полета.

Матричное Дифференциальное уравнение"для матрицы дисперсий зд,ряется линейным. По этой причине возможно исследование пли я ми й отдельных возмущающих факторов и ошибок измерителей на точность системы упрапления полетом самолета. Дисперсии ошибок стабилизации самолета относительно программы, вызванные одновременным воздейстцнсм ряда независимых между собой случайных возмущающих фактором, согласно принципу суперпозиции для линейны* систем, получаются суммированием отдельных решений этого

дисперциоиного уравнения .

Результаты численного моделирования на ЭВМ позволяют сделать следующие выводы:

1. Турбулентность атмосферы (б»« =б»г = 2.5 м.с-1, б», = I м.с"1 ) вызывает ошибки стабилизации самолета , характеризуемые следующими величинами : бДг = 7 м , 5АГ = 0.13 град , 6ДГ =0.1 град, с'1.

2. Пумы радиотехнической системы ближней навигации ( бр. = 100 м , 6Ч>1 =0.12 град ) приводят к незначительным отклонениям центра масс самолета СЛг = 7 м , вызывают очень сильное его раскачивание по крену 6АТ =6.7' град, ЙАГ = 9.5 град.с"! . этот факт указывает на необходимость дополнительной обработки ифор-мации 1 полученной от РСВН-2 , с целью существенного снижения уровня яуМов .

В приложении 1 описан расчет линейного упреждения разворота (ЛУР) , линейной задержкой разворота (ЛЭР) и времени прибытиям контрольные точки при переменной воздушной скорости ветра.

В приложении 2 проанализирована точность системы управления временем прибытия при стабилизации воздушной скорости.

В приложении 3 описаны дифференциальные уравнения самолета совместно с автоматической Сортовой системой управления.

Основное результаты диссертации:

1. Получены условия использования единой стационарной линейно)) »»тематической Подели для исследования системы управления Полетом самолета в зоне аэродрома.

2. Разработан оптимальный алгоритм управления полетом самолета по криволинейный траекториям, обеспечивающим заданное время прибытий.

3- Разработан алгоритм расчета программы полета самолета а зоне аэродрома с учетом переменной воздушной скорости и наличия ветра,

4. Цифровое моделирование подтвердило эффективность предложенных алгоритмов управления полетом самолета.

По теме диссертации опубликованы следующие работы:

I. Сюе Ли Лин. система автоматического управления полетом самолета а процессе предпосадочного маневрирования . Тезисы

докладов всероссийского молодежного научного форума " Интелек-туальный потенциал России в XXI век". Санкт-Петербург, 22-24.11.95.

2. Сюе Ли Лин, А.И.Панферов , В.К.Пономарев. Исследование динамических систем управления полетом самолета в процессе предпосадочного моневрирования. г. Харбин, Иэд-во: Автоматика. (Рукопись находится в печати)

3. А.И.Панферов, Л.А.Северов, Сюе Ли Лин. Алгоритм управления полетом самолета по сложным криволинейным траекториям с учетом ветровых воздействий. Известие ВУЗ, Приборостроение. (Рукопись находится в печати)

4. А.И.Панферов, Л.А.Северов, Сие Ли Лин, К вопросу о синтезе систем стабилизации и управления с учетом установившихся реакций. Известие ВУЗ, Приборостроение. ( в печати).

5. Разработка и исследование алгоритмов управления и обработки информации в зоне аэродрома, разработка методов активной коррекции функционального состояния человека-оператора. Отчет по научно - исследовательской работе " Системы навигации и управления воздушным движением", Санкт-Петербург, СПГААП,1995 г.

6.Исследование кокплексированных систем навигации И Посадки на основе редуцированных алгоритмов обработки сигналов, разработка комплекса оценки функционального состояния оператора на базе ПЭВМ. Отчет о НИР, лЬГР. 01.9,30001700,Мне.N019750001942,

С-Петербург, СПГААП, 1994Г.

Лицензия лг от ¿7.1^.^1 г. Подписано к печати tf.U4.yor.

Формат 60x84 1/16. Бумага тип.№3. -Печать офсетная.Усл.пвч.лЛ»62 Уч.-изц.л. 1,75. Тираж 100 энз. Заказ № 92.

Отдел оперативной полиграфии СНбГААД 190000, С-Летербург, ул.Б.Морская,67