автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.09, диссертация на тему:Адаптивная система улучшения устойчивости и управляемости многорежимного летательного аппарата

Федеральное Государственное Унитарное Предприятие «Центральный Аэрогидродинамический институт им. профессора Н.Е. Жуковского»

На правах рукописи УДК 629.735.33.015.017.2.016.82

Кузин Сергей Алексеевич

Адаптивная система улучшения устойчивости и управляемости многорежимного летательного аппарата

Специальность 05.07.09 - "Динамика, баллистика, управление движением летательных аппаратов"

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Жуковский - 2003

Диссертация выполнена в ФГУП ЦАГИ - Федеральном Государственном Унитарном Предприятии «Центральный Аэрогидродинамический институт им. профессора Н.Е. Жуковского».

Научный руководитель: кандидат технических наук Живов Юрий Григорьевич (ФГУП ЦАГИ, г. Жуковский).

Официальные оппоненты: доктор технических наук, профессор Ефремов Александр Викторович (МАИ им. С. Орджоникидзе, г. Москва);

кандидат технических наук Тарасов Алексей Захарович (ОАО "ОКБ "Сухой", г. Москва).

Ведущая организация: Иркутский Военный Авиационный Инженерный Институт (г. Иркутск).

Защита диссертации состоится «» окг*2003 г. в часов на заседании Диссертационного совета 403.004.01 в ФГУП ЦАГИ по адресу: 140180, Московская обл., г. Жуковский, ул. Жуковского, 1.

Ваши отзывы на автореферат в 1-м экземпляре (заверенные печатью организации) просим направлять по указанному адресу на имя ученого секретаря Диссертационного совета.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ФГУП ЦАГИ.

Автореферат разослан « г?. » ^ 2003 г.

Ученый секретарь Диссертационного совета 403.004.01

доктор технических наук, профессор _/Чижов В.М./

■ ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Обеспечение устойчивости и управляемости самолета при погрешностях оценки его параметров является одной из центральных проблем синтеза современных автоматических систем. Синтез систем улучшения устойчивости и управляемости (СУУ) самолетов проводится с учетом разбросов их весов и центровок, а также неточности априорной информации об аэродинамических характеристиках. Компенсация этих

разбросов с помощью традиционных принципов построения СУУ с программной настройкой параметров контура управления, особенно для самолетов с большой степенью аэродинамической неустойчивости, приводит к необходимости использовать большие передаточные коэффициенты прямых и обратных связей. Это приводит к уменьшению запасов устойчивости самолета в областях частот его движения как твердого тела и упругих колебаний конструкции, а также к повышению потребной скорости отклонений органов управления.

Для решения данной задачи представляется перспективным в качестве альтернативы системам с программной настройкой параметров использование адаптивных систем, которые не требуют полной начальной информации об объекте управления и действующих на него возмущений, а достижение определенного (оптимального) качества . управления при начальной неопределенности и изменяющихся условий работы осуществляется за счет подстройки параметров системы на основе текущей информации, получаемой во время полета. Вопросы построения таких систем являются малоизученными. Поэтому задачи, рассматриваемые в данной работе, являются актуальными.

Цель работы. 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 ха

Научная новизна.

¡.Разработана структура адаптивной СУУ самолетом с оптимальным сочетанием используемой априорной информации и результатов текущей идентификации характеристик самолета.

2. Разработан беспоисковый алгоритм адаптации на основе текущей идентификации и приближении динамики самолета с СУУ к эталонному движению.

3. Разработана методика вычисления адаптивных поправок параметров СУУ, позволяющая стабилизировать значения трех доминирующих корней характеристического полинома замкнутой системы.

4. Разработан алгоритм идентификации линейных и нелинейных моментных и силовых характеристик продольного движения самолета с использованием в идентификационных моделях сигнала угла атаки (а), а также моментных линейных характеристик с использованием в идентификационной модели сигнала нормальной перегрузки (Апт) вместо сигнала а при воздействии на самолет ветровых и управляющих возмущений малой и большой амплитуды и возмущений, связанных с вращением самолета по крену.

5. Модифицирован рекурсивный метод наименьших квадратов (РМНК), используемый в алгоритме идентификации. Это позволило повысить скорость сходимости оценок и довести их до уровня, необходимого дая парирования скачкообразных изменений характеристик самолета (сброс полезной нагрузки, потеря площади оперения).

6. Проведен синтез беспоисковой адаптивной астатической СУУ маневренного самолета, настройка параметров которой осуществляется на основе текущих оценок идентификации. Как показал анализ полученных результатов, адаптивная СУУ обеспечивает необходимые запасы устойчивости и требуемое качество контролируемых параметров движения с учетом разбросов центровки (хт) и веса (б) самолета.

Методы исследования. При получении результатов диссертации использовались: методы теории автоматического управления; РМНК; методы оценки потребной скорости рулевого привода (РП) стабилизатора, ограничения сигнала скорости отклонения ручки управления и пилотажных характеристик, а также методы математического моделирования и численного решения задач синтеза дистанционных систем управления самолета с использование САПР «Динамика».

Достоверность полученных результатов достигается обоснованностью применения методов адаптации и идентификации; использованием реальных исходных данных при синтезе адаптивной СУУ; близостью результатов аналитического расчета и численного моделирования.

Практическая ценность:

- обеспечение устойчивости, заданного качества контролируемых параметров движения и удовлетворительной оценки' пилотажных характеристик маневренного самолета с большой степенью аэродинамической неустойчивости (0,156а) с учетом ±5% разброса хТ и ±30% изменении О относительно среднего значения на режимах полета М=0,2-г0,9 и Н=0-г10 км;

-обеспечение устойчивости и управляемости маневренного самолета при воздействии параметрических возмущений, связанных с скачкообразным смещением центровки, изменением веса и двукратного снижения эффективности стабилизатора; -обеспечение безопасности полета при выходе самолета на большие углы атаки Одм = 30') и перегрузки (пГт =9);

- снижение почти в двое потребной скорости РП стабилизатора самолета по сравнению с системами с программной настройкой параметров.

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.

Результаты, вы носимые на защиту:

- структура и алгоритм настройки параметров адаптивной астатической СУУ продольного движения маневренного самолета, основанный на текущей идентификации нелинейных аэродинамических характеристик;

- алгоритм идентификации нелинейных моменгных и силовых аэродинамических характеристик самолета, основанный на модификации РМНК;

- беспоисковый алгоритм адаптации, основанный на стабилизации трех доминирующих корней характеристического уравнения замкнутой системы вблизи значений корней характеристического уравнения ЭМ третьего порядка с форсирующим звеном в числителе;

- результаты синтеза адаптивной СУУ.

Апробация работы. Результаты работы докладывались: на П Всероссийской научно-технической конференции молодых ученых "Современные проблемы аэрокосмической науки" (Жуковский, 1999 г.); на Международной научно-технической конференции молодых ученых и специалистов "Современные проблемы аэрокосмической науки и техники" (Жуковский, 2000 г.); на Всероссийской конференции молодых ученых "Проблемы исследований и разработок по созданию силовых и энергетических установок XXI века" (Москва, 2000 г.); на школе-семинаре молодых ученых и специалистов "Актуальные проблемы аэрокосмической науки" (Жуковский, 2001 г.); на Международном научно-техническом симпозиуме в рамках международного авиасалона МАКС-2001 (Жуковский, 2001 г.); на Российско-китайской научно-технической конференции по аэродинамике, динамике полета и прочности летательных аппаратов (Жуковский, 2003 г.). Полностью работа докладывалась на научных семинарах НИО-15 ФГУП ЦАГИ. Полученные результаты исследований отмечены дипломом за лучший доклад на Международной научно-технической конференции молодых ученых и

специалистов "Современные проблемы аэрокосмической науки и техники" (Жуковский, 2000 г.); дипломом премии ФГУП ЦАГИ за 2001 г.

Публикации. По теме диссертации опубликовано 4 научных статьи. Результаты работы отражены в отчетах НИР, выполненных по заказу Министерства Науки РФ."

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, 4 глав, заключения с общими выводами по работе, списка использованной литературы из 73 наименований, приложения. Общий объем - 218 страниц, содержит 186 рисунка и 39 таблиц.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении отмечена актуальность работы, обсуждено состояние проблемы, сформулированы цели и задачи исследований, дано краткое описание содержания и основных результатов диссертации.

Первая глава посвящена постановке задачи синтеза адаптивной астатической СУУ маневренного самолета.

Рис. 1. Структурная схема беспоисковой адаптивной астатической СУУ продольного движения самолёта 7

В качестве математических моделей движения самолета используются уравнения движения, достаточно полно учитывающие основные факторы, влияющие на управляемость самолета. При синтезе адаптивной СУУ применялась математическая модель продольного короткопериодического движения самолета, учитывающая нелинейность аэродинамических характеристик. Влияние ветровых возмущений в математической модели учитывалось на основе гипотезы постепенного охвата самолета вертикальным

__ ______а

порывом ветра (М° * Щ*). С помощью переменной :<х>$&со*у

учитывалось воздействие на а вращения самолета по крену (у) при малых углах скольжения (<9 - угол тангажа).

Структурная схема адаптивной астатической СУУ продольного движения маневренного самолета нормальной схемы показана на рис 1. В отличии от традиционных систем с программной настройкой, она содержит блоки адаптации (адаптер) и идентификации аэродинамических характеристик продольного движения. Адаптер на основе оценок идентификации вычисляет соответствующие адаптивные поправки параметров системы, при которых обеспечивается близость переходных процессов самолета с СУУ к эталонному движению (блок эталонной модели). Передаточные коэффициенты КХа, КХп7 К:л, Ка, К„, Ка и К„ системы представляют сумму номинального значения К° блока программных настроек и соответствующей адаптивной поправки А, . Блок базисных функций формирует начальную информацию блоку идентификации. Чтобы ограничить значение допустимой перегрузки с помощью коэффициента Кх в зависимости от скоростного напора (д) производится переключение между обратными связями по а и Апг. Для защиты системы от высокочастотных помех используются фильтры -Р„ф, ,РФ„ и Р^. Заданные статические характеристики управляемости, балансировка и однозначная связь между отклонениями ручки управления и

контролируемым параметром движения обеспечивается интегрирующим звеном. Для повышения устойчивости и управляемости в контуре управления используются дополнительные сигналы срк и Др^у.

В главе приведены: структура нелинейного рулевого привода (РП) цельноповоротного стабилизатора; передаточные функции фильтров системы; требования, предъявляемые к характеристикам устойчивости и управляемости адаптивная СУУ при воздействии управляющих, ветровых и параметрических возмущений, связанных с разбросом его массово-инерционных и аэродинамических характеристик. В качестве исходных данных используются результаты трубных продувок модели маневренного самолета типа СУ-27 и его массово-инерционные характеристики.

Вторая глава посвящена вопросам построения алгоритмов адаптации и идентификации для СУУ маневренного самолета. На основе проведенного анализа существующих методов адаптации наибольшее внимание уделяется беспоисковому принципу на основе текущей идентификации и приближению динамики самолета с СУУ к динамике эталонной модели (ЭМ), которая рассматривается в виде звена третьего порядка с форсирующим звеном в числителе:

ш ( Л_ ^(Р+Р»)

Такой ЭМ соответствует передаточная функции замкнутой системы самолета с астатической СУУ продольного движения без учета подъемной силы стабилизатора и фильтров системы. Чтобы динамика ЭМ соответствовала реакциям колебательного звена, апериодический корень р,, обусловленный астатизмом системы, компенсируется нулем знаменателя Р„: р, = рн ■ Параметры ЭМ выбраны так, чтобы £ и ¡и0 лежали в области положительных оценок «ш0 - п" »-критерия не выше 3,5 балла по шкале Купера-Харпера.

На основе этого принципа рассмотрены две методики. Идея первой методики основана на стабилизации значений коэффициентов

характеристического уравнения замкнутой системы (D(p)) на уровне значений коэффициентов характеристического уравнения ЭМ (D0(p)).

D,(p) = p>+p2b2+pbi+b<1.

D{p) = р"+ c„_xf-' + ...+cji3+с1р1+Ър+Ц>.

Из-за фильтрации сигналов обратных связей и запаздывания РП D{p) имеет более высокий порядок, чем D, (р), число параметров СУУ, которыми можно варьировать ограничено, поэтому было предложено поддерживать на уровне эталонных значений коэффициенты при трех младших членах D(p). Для этого если привести D(p) к виду

Др) =

-р +-ZTP +...+Р+ ~ р +-±P + ir съ

•Сз

Л' Ъ' ' Сз" ь ъ.

и приравнять коэффициенты полученного полинома в скобках, к соответствующим коэффициентам Д (р), можно составить систему линейных уравнений, решение которой - искомые адаптивные поправки параметров системы.

В основе второй методики лежит непосредственная стабилизация значений доминирующих корней D(j>): апериодического корня (р;) и доминирующей комплексно-сопряженной пары. Для этого D(p) преобразуется так, чтобы при каждом передаточном коэффициенте был сформирован свой полином:

D(p) = Ц,(р) + K.D„(p) + KocDoc(p) + KjDj(p).

Зная величину корней D3(p) рз1 и р,2, можно составить систему линейных уравнений, решив которую находим искомые адаптивные поправки Аж<п), Аа(п)

и А

1ЛЦл) •

D(pJ = 0,0 Re[D(ft2)] = 0,0 (ДЛ2)] = 0,0

Im

Поправка АХаМ вычисляется так, чтобы вьшолнилось условие р,= ры\

Эта методика была выбрана в качестве основной, так как она в отличие от первой гарантирует стабилизацию доминирующих корней вблизи заданных значений, и как показал синтез, является более эффективной.

Для работы такого алгоритма адаптации необходимо иметь оценки силовых и моментных характеристик продольного движения. Эта задача решается с помощью процедуры текущей идентификапии. Анализ большинства работ по данному вопросу применительно к использованию идентификации в системах управления самолета показывает, что наибольший интерес представляют методики на основе рекурсивного метода наименьших квадратов (РМБК). Использование РМНК позволяет проводить идентификацию в темпе реального времени, здесь нет ограничения на устойчивость объекта управления, метод не содержит операций обращения матриц, для вычисления оценки идентификации достаточно одного набора измерений сигналов вектора состояния системы. Однако при этом необходимо решать матричные уравнения.

В ходе исследований была разработана методика идентификации оценки силовых и моментных характеристик продольного движения, совпадающая по своей структуре с упрощенным РМНК, описанным в работах Ген Фенга, Гудвина и Мейна1. В предложенной методике идентификации это достигается введением в алгоритм линейной функции с насыщением /(г) и коэффициента X. Тогда для выбранного закона изменения параметров системы

e/ib, при |/(г)|<£Ь , Ms) = - 1, при, -1, при/,(г)

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

производная для положительно определенной функции Ляпунова будет знакопостоянной функцией. Аналитически в диссертации показано, что для выбранного закона изменения параметров системы, если параметры вектора переменных системы * линейно независимы и отличаются от нуля, то согласно теореме Барбашина-Красовского система будет асимптотически устойчивой, т.к. решение е равное нулю не является траекторией системы (©, - оценка идентификации, ©*„, - масштаб ожидаемого значения оценки, е - ошибка идентификации, к, я уа- задаваемые параметры алгоритма).

Для решении задачи идентификации характеристик продольного движения при полете самолета с постоянной скоростью были разработаны следующие идентификационные модели. Решение задачи идентификации рассматривалось при воздействии на самолет управляющих, ветровых возмущений и возмущений, связанных с вращением самолета по крену.

При управлении самолета по а идентификация силовых характеристик « (^"ое и 7(ат,<р)~{71''а1 +7°)ср осуществляется на основе 4-х

параметрической модели, учитывающей второй порядок малости их аппроксимаций.

Дпг = ©X2 + ©X + ©^+©>, где аг = а + а^,, а„- приращение а от вертикальных порывов ветра.

Решение задачи идентификации при такой модели при воздействии на самолет рассматриваемых видов возмущений единственно.

V— - V- - V— V-

©" = — У &" = —уг ©"=—}"'

1 £ ' ' £ ' £ '

Искомые оценки 7(а) и 7{а,<р) имеют вид:

©г = +®0=+V. ®°> = +©;)=^ч+V•

Идентификация нелинейных моментных характеристик продольного движения осуществляется на основе 6-ти параметрической модели:

<вг = ©>г + ©'/, + ®°/г + ©Т/з + ©?/4+©Га,,

где 0? - оценка характеристики М- оценка характеристики М2(а1) при нейтральной центровке, 0" - оценка, учитывающая влияние центровки на М2(с^), ©° - оценка, учитывающая влияние угла атаки на эффективность стабилизатора при нейтральной центровке, 0" - оценка, учитывающая

Л влияние центровки на М2(аг,<р), ©° - оценка характеристики .

В этой модели для идентификации характеристик М2(а) и М2(а,<р) используются базисные функции /.аз,4), которые учитывают характерные нелинейности и влияния разбросов хт:

ГП

Щ2 (аЕ, ¿¿т) = Л?г(а2)+ (хГч1 + Дх^-т-2- [сДа^соза^. +сх(рг) япаЕ]«©^/1(с£!:)+®^/1(а1),

•■г

М2(сс1,<р,Ахт) = М2(сс2,<р) + (хТср + 6хт)сг(а£,<р)соэа,, я©®/э (аг, р)+©?/4 (аЕ, р).

1г

При управляемом движении однозначное решение задачи идентификации моментных характеристик не существует, т.к. параметры движения самолета при а, юг и а линейнозависимы. Однако соответствующие комбинации оценок сходятся. В результате удается получить оценки для Щ + Щ, Щ, Щ. Для случая воздействия на самолет с астатической СУУ в процессе пилотирования ветра и возмущений, связанных с вращением самолета по крену решение задачи идентификации единственно. При одновременном воздействии всех трех видов возмущений процесс идентификации расходится. В этом случае предлагается блокировать процедуру идентификации при больших угловых скоростях вращения по крену. Оценки для адаптера вычисляются в виде соответствующих комбинаций текущих оценок, получаемых в процессе идентификации.

Особенностью идентификационных моделей на режимах управления по Длт является то, что в моделях не используется сигнал а. При этом полагается, что аэродинамические характеристики самолета на этих режимах можно рассматривать как линейные.

Анализ возможных вариантов идентификационных моделей силовых характеристик без использования а показал, что при воздействии ветра процесс идентификации расходится. Поэтому было предложено идентификацию силовых характеристик не проводить, а при вычислении адаптивных поправок использовать заданные значения силовых характеристик:

й» -ЛШ-,»

* ^ном ^иом

В качестве идентификационной модели моментных характеристик на этих режимах полета предлагается использовать 5-ти параметрическую модель:

®2 = ©>г + 0£Диг + ё"Апу + 0> + ®°ф, где 0" - оценка характеристики М°, - оценка Щ, 0" - оценка эффективности стабилизатора Щ, - оценка, содержащая информацию аналогичную 0". При управляемом движении, как и в случае управления по а, предлагается в качестве оценок использовать соответствующие комбинации 0", т.к. однозначного решения не существует. При управляемом движении и одновременных воздействиях ветра или возмущений по крену, решение задачи идентификации единственно. Как и в случае управления по а при воздействии на самолет одновременно всех трех видов возмущений процесс идентификации блокируется. Исходные оценки идентификации моментных характеристик для адаптера вычисляются на основе следующих зависимостей:

= ©Г + ©г « К + Щ, V -

= - ®"т- [®? - щ-У щ,

= в;+©;, -[в? - ©?©;.]•щ ~ г*м-г.

Исходные наборы оценок моментных и силовых характеристик для алгоритма адаптации имеют вид:

При вычислении оценок процедура идентификации включает несколько этапов: фильтрацию сигналов вектора измеряемых параметров, определение значений базисных функций, вычисление текущих оценок, сглаживание найденного решения, вычисление исходного набора оценок силовых и

Сходимость процесса идентификации при управлении по <х демонстрируется на примере оценок 0°, 0", 0?, 0" моментных характеристик Мг{а) и М2(а,<р) (рис. 2) при воздействии на самолет с адаптивной СУУ управляющих воздействий большой и малой амплитуды, ветровых возмущений и возмущений от вращения по крену. Масштаб оценки М2(аЕ) определяется при малых управляющих воздействиях прежде всего величиной оценки 0°, которая, как видно из рис. 2, сходится для данных видов к ожидаемому значению. Ожидаемые значения оценок идентификации равны их начальным значениям. Влияние же на точность идентификации М2(с^) погрешности мало. При больших управляющих воздействиях оценка 0" сходится. Оценки 0* и 0", характеризующие Мг{а,ф) и влияние на неё хт при рассмотренных возмущениях сходятся к ожидаемым значениям. Погрешность оценки 0" характеристики М°, связанная с влиянием ветра, соответствует расчетной и не оказывает влияния на процесс адаптации. Как показали результаты

моментных характеристик.

Рис. 2. Оценки идентификации моментных характеристик при управлении по а (Режим Н = 0м,М = 0,25. Возмущения: 1- по крену; 2- ветер; 3- Х?тя; 4- ХРаа)

Рис. 3. Оценки идентификации моментных характеристик при управлении по Дщ (Режим Н = ом, М = 0,9. Возмущения: 1- по крену; 2- ветер; 3- Х?тл] 4- Х?аа)

а) _____6)

Рис. 4. Идентификация М" + : а) управление по а; б) управление по Длг (Возмущения: 1- по крену; 2- ветер; 3- Х?тт-4- ХРга„)

1 Н = 0м\ М = 0,25 ' 1 с

V 1 гг

а) 6)

Рис. 5. Ошибка идентификации: а) управление по а; б) управление по Дщ

1 ,1 Н Г - 0 м { = ),25

' 5

а) б)

Рис. 6. Угловые ускорения по тангажу: а) управление по а; б) управление по Дщ

моделирования, оценки силовых характеристик и 7(а^,<р) при управлении по а также сходятся к их ожидаемый значениям. I

На примере оценок ©", в", 0", 0° (см рис.3) Щдно, что уровень погрешности идентификации моментных характеристик при управлении по Алг при воздействии больших и малых управляющих возмущений, ветровых порывов и возмущений, связанных с вращением самолета по крену является

допустимым для использования полученных оценок в качестве соответствующих комбинаций в разработанном алгоритме адаптации.

Как было сказано выше, при управляемом движении решение задачи идентификации оказывается не единственным. Однако на примере комбинации оценок М"' + Щ (см рис. 4) решение единственно и является достаточным для использования в алгоритме адаптации, гарантируя устойчивость и заданную динамику движения самолета с адаптивной СУУ при управлении по а и Длг. ± Сходимость процесса идентификации при управлении по а и Длг показана на примере ошибки идентификации е (см рис. 5). Видно, что ошибка идентификации s сходится к нулю и её масштаб относительно сигнала а>2 (рис. 6), используемого в идентификационной модели, значительно меньше.

В третьей главе рассматриваются вопросы, связанные с построением и синтезом беспоисковой адаптивной астатаческой СУУ продольного движения многорежимного маневренного самолета на основе текущей идентификации. Управляющий сигнал <рсуу закона управления такой системы имеет вид: ф =© +® ,

ГСУУ *СУУ 1 *СУУ 2' Где ^СУУ I = ^упр а „' 'Рсуу2 = (1 ~ + АРСУУ) + (1 ■- Кй)ч>„,

= K^P)KXaWXt+W^(p)KmW0}z +Wl>aW<p)KaWa(bnr) + Ограничение допустимых значений а и Диг достигается с помощью J

„ «доп(^) „

коэффициентов КШа = -j-- и Кш = —г—-— соответственно. ^

l-^pmin' I р mini

Для компенсации влияния нелинейности аэродинамических характеристик и особенностей идентификации оценок в законе управления адаптивной СУУ используются дополнительные связи. Влияние на устойчивость и управляемость самолета нелинейности характеристики Мг(о^.,дгг) на режимах полета при управлении по а компенсируется с помощью сигнала %а:

На режимах управления по Длг, чтобы стабилизировать разброс доминирующих корней системы, связанный с неопределенностью веса, в законе управления используются сигналы <ра и Дучитывающие фильтрацию сигналов обратных связей и запаздывания РП.

1+Гр

м\

* = -|гДлг ,

«2- р . й~Тх + Т„' Г"=Т' + Т"

(ащ Л 1 ,

Аналитически показано, что при соответствующих конструкциях этих сигналов характеристический полином замкнутой системы й(р) можно привести к виду:

ВД = А(/>)+ ПАР) (р)~ р^1=(р-р1„)о'(р)}

от от &Фсуу

где полином, который содержит корни ЭМ, Вм(р)- полином,

сформированный сигналом <рт, имеющий апериодический корень, равный заданному р,. Погрешность, обусловленная неопределенностью веса на этих режимах полета, компенсируется сигналом А^. Для случая стабилизации только астатического корня параметр Я равен:

Х = {{Т,+Т„)Р1п+тхр1).

Он выбран так, что полином В(р) имеет корень р, независимо от влияния смещения хг и погрешности в оценке текущего б. Как показал синтез,

потребовалось дополнительно стабилизировать сигналом <ра доминирующую пару корней. В результате X определяется выражением:

В главе изложены особенности построения алгоритма идентификации, связанные с его реализацией; осуществлен выбор параметров ЭМ, потребной скорости РП стабилизатора (фт) и ограничения сигнала скорости перекладки ручки управления при управлении по тангажу самолета с адаптивной СУУ; приведен анализ результатов синтеза адаптивной СУУ продольного движения маневренного самолета при полете с постоянной скоростью.

На рис. 7 показаны положения доминирующих корней самолета без и с адаптацией с учетом разбросов хт и С при управлении по а. В отличии от корней самолета с СУУ с программной настройкой при использовании предложенной методики адаптации на этих режимах полета астатический корень и комплексно-сопряженная пара корней самолета группируются вблизи значений корней ЭМ при заданных разбросах и в. Из рис. 8 видно, что положение доминирующих корней самолета с СУУ без адаптации при управлении по Апт сильно зависит от разбросов хт и О. Применение сигналов и Д(рсп в законе управления позволило стабилизировать астатический корень и доминирующую комплексную пару корней в достаточно ограниченной области вблизи значений корней ЭМ, гарантирующей заданные запасы устойчивости и качество динамики самолета.

На рис. 9 показаны переходные процессы по а и Ал,, самолета с синтезированной адаптивной СУУ при управлении по а, полученные для случаев предельных разбросов хг и С при малых отклонениях ручки управления, когда динамика самолета близка к линейной, и при больших отклонениях ручки, когда проявляется влияние нелинейности аэродинамических характеристик. При малых управляющих сигналах

без адаптации ♦

♦ ♦ ♦

Яе

•1,5

-1

а)

-0,5

1т 1,6

1,2

0,8

0,4

с адаптацией

Не

1т 1,6

1,2

0,8

0,4

-2

-1,5

-1......-0,5

б)

Рис. 7. Положение доминирующих корней самолета с астатической СУУ с учетом предельных разбросов хт и в при управлении по а (режим: Н = 0м,М=0,25)

без адаптации

1т 16

12

♦ ♦♦

Яе

♦ « ♦

4

♦ ♦ ♦

о адаптацией ♦

1т 16

12

Иг

-10

-10

а)

б)

Рис. 8. Положение доминирующих корней самолета с астатической СУУ с учетом предельных разбросов ^.яО при управлении по Апг (режим: Н = 0м,М = 0,9)'

наблюдается динамическая ошибка реакций самолета с адаптивной СУУ, вызванная малостью и недокомпенсацией астатического корня. Аналогичная картина наблюдается при выходе на большие а. При обратной же перекладке ручки переходные процессы самолета с адаптивной СУУ в результате подстройки имеют приемлемый характер. Реакции по а и Апг самолета с адашивной СУУ при управлении по Ллг на малые и большие отклонения ручки управления с учетом предельных разбросов хт и в стягиваются с заданным качеством (рис. 10). Применение адаптации в СУУ с учетом многорежимности

420

а) Случай Хтщт

0,25

од-

0,15 •

0,1 •

0,05- Л С

435 0 ■ 4 -0,05 0 415 420 м; 430 435

б) Случай Х1

рпип

I I

.0 415 420 425 430 435

в) Случай Хрта

1

0,5

-1

-1,5

^•ТлГ**-

1

0 // 415 420

г) Случай Хрюа

Рис. 9. Переходные процессы самолета с адаптивной СУУ для предельных разбросов хТ и О при управлении по а (режим: Н = 0м,М = 0,25)

! _ Л „" П С _ ДЩ

420 425 430 а) Случай Хрюп

420 425 б) Случай Хю

420 425 г) Случай Хгта

Рис. 10. Переходные процессы самолета с адаптивной СУУ для предельных разбросов хгиС при управлении по Ллг (режим: Н=0м,м = 0,9)

а) 6)

Рис. 11. Потребная скорость РП стабилизатора: а) управление по а; б) управление по Апт

Таблица

0=17500 кг, Дхг = -0,05 0=32500 кг, Дгг = +0,05

управление по а СУУс программы, настройкой -1,0789; -2,6613±)2,4546; СГ =0%, /^=2,51 с, =3,75, Ая =0,08; -1,667; -1,9036:^2,2016; СГ =3,69%, /^=1,46 с; Д=4,35, Ав =0,25; Др=40,5'

Адаптивн. СУУ -0,974; -1,088^1,048; <Г =8%, =1,43 с; Д,=п, Д,=о,з, Д^>=44,5° -0,941; -0,841^1,134; а =1.3%, ^=1.33 с; Д=10,3, Д =0,45, Др=34,6*

управление по Апт СУУс программа настройкой -2,8558; -3,7409^14,14; -4,7515; (Т=0%, =1,08 с; Л,=1,62, ~АЛ =0,14; -24,4е -1,536^2,771; -5,9865^14,0284; -4,4594; <7 =20%, /,,,=0,66 с; Д,=1,95, А„ =0,55; Др=34,3°

Адашивн. СУУ -1,929; -3,481±3,17; а=и%, ^ =0,32 с, 7, =3,15, Д =0,39; Ар-36* -1,11; -3,05±3,02; СГ =0%, /д, =0,63 с; 3^=2,04, Д, =0,54; Д<р=44°

полетов маневренного самолета с неустойчивостью 0Д56Я при ±5% разбросе х, и ±30% изменении в в случаях управления по а и Апг позволило обеспечить двукратные запасы устойчивости по амплитуде А по верхней и нижней границе и запасы по фазе не менее 30°, а также перегулирование а <. 10% и заданное время срабатывания переходных процессов по а и Длг

На рис. 11 показаны в сравнении зависимости ф^ от протяженности ветрового порыва Ц, для случаев предельных разбросов хт и С? при управлении по а и Ди,. для самолета с СУУ без адаптации и с адаптивной СУУ. Как видно из рис. 11, в отличие от СУУ с программной настройкой применение адаптации для маневренного самолета с большой степенью аэродинамической неустойчивости позволяет снизить почти в два раза потребную скорость РП стабилизатора. В таблице приведены результаты моделирования, которые показывают, что использование адаптации в отличии от СУУ с программной настройкой позволяет стабилизировать положение доминирующих корней вблизи заданных значений корней ЭМ при управлении по а и ¿л, и обеспечить

<

Рис. 12. Оценка пилотажных характеристик самолета с адаптивной СУУ с помощью «ю0 -и" » критерия

заданные запасы устойчивости и заданное качество переходных процессов контролируемых параметров для рассматриваемых разбросов хт и в.

Используя « со0 - п* »-критерий, основанный на определении допустимого при ручгом управлении соотношения между угловым и линейным ускорениями, была проведена предварительная оценка пилотажных характеристик самолета с адаптивной. На примере трех режимов полета, из рис. 12 видно, что собственные значения частот <в0 и демпфирование доминирующих корней самолета с адаптивной СУУ при предельных разбросах хт и в лежат в области оценок пилотажных характеристик не выше 3,5 балла по шкале Купера-Харпера, что соответствует фазе полета точного пилотирования и быстрого маневрирования.

В четвертой главе демонстрируется работоспособность адаптивной СУУ продольного движения маневренного самолета при изменении скорости полета. Для устойчивости и управляемости самолета в боковом движении используется СУУ бокового движения с программной настройкой параметров.

Для обеспечения работоспособности алгоритма идентификации при изменении скорости полета в него был введен ряд изменений, связанных с использованием в идентификационных моделях сигнала скоростного напора q . В результате на режимах управления по а предлагается применять идентификационные модели моментных и силовых характеристик самолета следующего вида:

¿ъ=©?шг+©»/,+©3"/2+©?/4+©6 ,

Дл„ _ Л Л ~

—Т- = + ©^ + ©Хр+©4$>.

Я

При управлении по Апг идентификация моментных характеристик осуществляется на основе идентификационной модели вида:

<вг = ©>2 + ©? Дпг + 0»Длг + ©: (дф) + 0?<7 + ОД,

где /5 - базисная функция, учитывающая нелинейность Мг{а^).

о -1-1-1-1-1

0 1 2 3 4 5

Рис. 13. Реакции самолета с адаптивной СУУ при управляемом движении в момент разгона (управление по а)

Как показали результаты численного моделирования, при использовании таких идентификационных моделей процесс идентификации на режимах разгона и торможения сходится к ожидаемым значениям оценок и обеспечивается приемлемая динамика управляемого движения самолета с адаптивной СУУ близкая к реакциям самолета при полете с постоянной скоростью (см. рис. 13).

Приемлемая сходимость процесса идентификации при совершении пространственных маневров самолетом с адаптивной СУУ демонстрируется на примере сравнения оценок €>м„ и с их ожидаемыми значениями 0М?6 и

где на Рис- рассматривается случай маневра «мертвая петля», на

рис. 15 - случай горизонтального разворота и на рис. 16 - маневр «бочка».

Возможность применения адаптивной СУУ на маневренном самолете демонстрируется на примере изменения его параметров движения при совершении маневров «мертвая петля», горизонтальный разворот и «бочка» показана на рис. 17 (Х! - линейное перемещение, Н - высота полета)

В отличии от традиционных систем с программной настройкой применение адаптации в кошуре управления позволяет более эффективно обеспечивать устойчивость и управляемость самолета при воздействии параметрических возмущений, связанных со скачкообразными изменениями хт и (7 (сброс

а) б)

Рис. 14. Идентификация М" (а) и Щ (б) при маневре «мертвая петля»

а) б)

Рис. 15. Идентификация (а) и (б) при горизонтальном развороте

а) б)

Рис. 16. Идентификация (а) и Щ (б) при маневре «бочка»

а) б) в)

Рис. 17. Маневры самолета с адаптивной СУУ: а) «мертвая петля»; б) горизонтальный разворот; в) «бочка»

1,С

управление

-ч ..У......

смещение Хг ' /

■ --^ ^^^ /

а) _ б)

Рис. 18. Идентификация М" (а) и М* (б) при смещении хт (Д3сг = +5%)

а) ____6)

Рис. 19. Идентификация Щ (а) и Щ (б) при изменении в (ДО = -30%СЧ))

а Ал,

а) _ б)

Рис. 20. Идентификация Щ (а) и М\ (б) при двукратном снижении

эффективности стабилизатора

а ¿¡лг

а Дл.

возмущение ,___

/.V

им

III I

и

у-/ ■' ь-

А

41/

/ возмущение,.......ч

-Ч 'У

/"*■. ваомущеаве

У

/1

уприлмше

Лшшм

а) 6) в)

Рис. 21. Переходные процессы по а и Длг самолета с адаптивной СУУ при воздействии параметрических возмущений: а) смещение хт (дгг = +5%); б) изменение й (Лй = -30%О^У, в) двукратное снижении эффективности стабилизатора

28

полезной нагрузки) и снижением эффективности стабилизатора самолета (частичная потеря площади оперения, отказ одного из РП стабилизатора).

Для режима разгона при средних значениях веса (Оср = 25000 кг) и центровки (хГср =0,15) самолета с адаптивной СУУ были рассмотрены случаи парирования ступенчатого изменения центровки в предельно заднее положение (хТт =0,2), веса самолета до минимального значения (втт = 17500 кг) и двукратного уменьшения момента стабилизатора.

Сходимость процесса идентификации при воздействии на самолет с адаптивной СУУ такого вида возмущений демонстрируется на примере оценок ©,,„ и 0 , в сравнении с их истинными значениями 0,,„ и © . . На рис. 18 -

мг Мх Мяб щб

показан случай смещения хТ, на рис. 19 - случай изменения О и рис. 20 -случай снижения эффективности стабилизатора самолета. Следует отметить, что при изменении хт рассогласование между истинным 0^б и текущим

значением 0М? уменьшается на 40% в процессе компенсации этого

возмущения. При изменении эффективности стабилизатора рассогласование между истинным 0, „ и текущим значением 0 , уменьшается на 70% в

течение переходного процесса. За счет отклонений ручки управления происходит дополнительная подстройка оценок идентификации.

Переходные процессы по а и Дл, самолета с адаптивной СУУ с учетом воздействия параметрических возмущений показаны на рис. 21. Видно, что эти возмущения не приводят к неустойчивости движения самолета с адаптивной СУУ, а при управляющих движениях ручки управления после воздействия параметрических возмущений сохраняется приемлемая динамика.

Разработанный алгоритм идентификации был использован в прикладной работе для оценки реальных аэродинамических характеристик самолета по полетным записям, в качестве которых использовались записи сигналов V, У^, афзп, лГм, ®2зп, <5,, <р длительностью 34,2 с с шагом запоминания 0,06 с,

полученные при полете самолета Ту-334 (Ущ, - приборная скорость полета, «ф]п -угол атаки флюгарки, 5, - угол отклонения руля высоты, <р - угол отклонения стабилизатора).

При идентификации моментных и силовых характеристик использовались следующие идентификационные модели:

Чо" Ч о Чо Чо Чо

где <5>Г = -Гг-И«),

= , 7*И*).

Ч

где = = =

Ча Ча Чо

С целью компенсировать влияние на сходимость процесса идентификации изменения V в идентификационных моделях использовались сигналы и V. Так как располагаемые полетные записи недостаточно велики для сходимости процедуры идентификации в алгоритме использовались сигналы, представляющие собой периодически повторяющиеся полетные записи.

Сходимость процесса идентификации демонстрируется на примере оценок моменшых характеристик (см. рис. 22). Из рис. 22 видно, что оценки сходятся к некоторым установившимся значениям в течении трех повторов сигналов полетных записей. Для повышения темпа сходимости оценка имеет ненулевое начальное значение. Периодичность записей на рисунках изображена в виде пилообразного сигнала. Как показали результаты моделирования, оценки силовых характеристик также сходятся. С целью уменьшить погрешность идентификации, связанную с интегрированием в начальный момент выборки, параметр уа, определяющий скорость изменения оценки идентификации, в первые две секунды выборки задается равным нулю.

а) Идентификация М"'

б) Идентификация Щ

I

в) Идентификация М,'

У&ЬА^У^/^-Алс

1Ьо 11 Ш 1 Зп ' ' «Ьо

г) Идентификация М20 а МГ

Рис. 22. Оценки идентификации моменгных характеристик

а а

•1

/Г

!__________: ---Т^

-■ ■

в)

Рис. 23. Переходные процессы модельного движения 31

Результаты численного моделирования показали, что ошибка идентификации моментных характеристик е в 3-4 раза меньше максимального значения измеряемого сигнала &гзл. Для силовых характеристик е в 7-8 раз

А ?«

меньше максимального значения измеряемого сигнала ЛлГз[1 —.

Для демонстрации точности решения задачи идентификации на основе найденных оценок моментных и силовых характеристик были получены переходные процессы модельного движения вида:

где 8г и <р - соответствующие полетные записи.

Из рис. 23 видно, что при использовании предложенного алгоритма идентификации погрешность между переходным процессом модельного движения и соответствующей его полетной записью достаточно мала.

1. Разработана структура и алгоритм настройки параметров адаптивной астатической СУУ продольного движения многорежимного маневренного самолета с учетом фильтрации сигналов прямых и обратных связей и запаздываний РП. В зависимости от- скоростного напора управление производится по а или Диг. Для компенсации разбросов Г, и С самолета и неточности априорных оценок его аэродинамических характеристик используется беспоисковый принцип адаптации, основанный на текущей идентификации характеристик движения самолета и приближении динамики самолета с СУУ к динамике ЭМ. На основе разработанного алгоритма адаптации параметры обратных связей системы выбираются из условия близости трех минимальных по модулю корней замкнутой системы к корням ЭМ. Из-за отсутствия информации о текущих значениях силовых характеристик на режимах управления по Дл, в контур управления введены

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ

дополнительные сигналы, компенсирующие влияние изменения веса на характеристики управляемости самолета.

2. Разработан алгоритм идентификации нелинейных аэродинамических характеристик продольного короткопериодического движения самолёта, основанный на модификации метода РМНК. Аналитически показано, что использование данного алгоритма гарантирует сходимость оценок идентификации. На режимах полета, где управление самолета осуществляется по а, используется шестипараметрическая идентификационная модель моменгаых характеристик, включающая базисные нелинейные функции тх(аг) и т2(az,<р), учитывающие характерные нелинейности аэродинамических характеристик самолета. Идентификация силовых характеристик осуществляется на основе четырехпараметрической идентификационной модели. При управлении самолета по Апг в идентификационной модели моментных характеристик не использует информацию об а. Идентификация силовых характеристик на данных режимах пилотирования не производится, а в качестве этих оценок в алгоритме адаптации используются их заданные значения.

3. На основе результатов численного моделирования показано, что 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 характеристик продольного движения при изменении скорости полета. Точность идентификации оценок является вполне допустимой для использования их в алгоритме адаптации.

4. Синтезированная адаптивная астатической СУУ продольного движения для маневренного самолета с высокой степенью аэродинамической неустойчивости обеспечивает:

- двукратные запасы устойчивости по амплитуде и запасы по фазе не менее 30° и заданное качество переходных процессов по а и ¿л, о учетом смещения центровки ±0,05 Ъа от среднего значения (0,15Sa) и изменения веса самолёта ±30% от среднего значения при малых и максимальных управляющих сигналах с ручки управления;

- безопасность полета при выходе самолета на большие углы атаки (алоп = 30") и перегрузки (пТк„ = 9 g).

5. На основе «со0-п? »-критерия показано, что собственные частоты и демпфирование доминирующих корней маневренного самолета с адаптивной СУУ лежат в области удовлетворительных характеристик по шкале Купера-Харпера не выше 3,5

баллгбИБЛИОТЕКА I

СПетербург j

ОЭ 300 re \

6. На примере маневров разгона и торможения, «мертвая петля», «разворот» и «бочка» продемонстрирована устойчивость и управляемость маневренного самолета с адаптивной СУУ продольного движения при изменении скорости полета. Показана устойчивость процесса идентификации на этих режимах полета.

7. В отличии от традиционных СУУ с программной настройкой параметров применение адаптации в контуре управления СУУ продольного движения многорежимного маневренного самолета с указанной в п. 4 степенью неустойчивости и разбросами ггиб позволяет:

- обеспечить двукратные запасы устойчивости по амплитуде и запасы по фазе не менее 30° и заданное качество динамики движения при управлении по а, так и при управлении по Дщ;

- снизить почти в двое потребную скорость РП стабилизатора самолета;

- обеспечить устойчивость и управляемость маневренного самолета при воздействии параметрических возмущений, связанных с скачкообразными изменениями хт и в и двукратным снижением эффективности стабилизатора.

Основные положения диссертации отражены в работах:

1. Живов Ю.Г., Кузин СЛ., Поединок А.М. Адаптивный алгоритм управления продольным движением самолета.// Сборник трудов Международного научно-технического симпозиума в рамках международного авиасалона МАКС-2001. Жуковский, ЦАГИ, 2001.

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

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

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

5. Кузин С.А. Адаптивная статическая система улучшения устойчивости и управляемости самолёта. В сб.: Тезисы докладов П Всероссийской научно-технической конференции молодых ученых "Современные проблемы аэрокосмической науки". Жуковский, ЦАГИ, 1999.

6. Кузин С.А. Адаптивная астатическая система улучшения устойчивости и управляемости самолёта. В сб.: Тезисы докладов Международной научно-технической конференции молодых ученых и специалистов "Современные проблемы аэрокосмической науки и техники". Жуковский, ЦАГИ, 2000.

7. Кузин С.А. Адаптивная астатическая система улучшения устойчивости и управляемости самолёта. В сб.: Тезисы докладов Всероссийской

конференции молодых ученых "Проблемы исследований и разработок по созданию силовых и энергетических установок XXI века". Москва, ЦИАМ, 2000.

8. Кузин С.А. Адаптивная астатическая система улучшения устойчивости и управляемости самолёта. В сб.: Тезисы докладов школы-семинара молодых ученых и специалистов "Актуальные проблемы аэрокосмической науки". Жуковский, ЦАГИ, 2001.

9. Живов Ю.Г., Кузин С.А., Поединок А.М. Адаптивный алгоритм управления продольным движением самолета. В сб.: Российско-китайской научно-технической конференции по аэродинамике, динамике полета и прочности летательных аппаратов. Жуковский, ЦАГИ, 2003.

Подписано в печать 20.08.2003. Формат 60x84 1/16. Объем 1.0 п.л. Заказ 11. Тираж 60. Ротапринт. ФГУП ЦАГИ

Отпечатано в секторе по размножению и оформлению научно-технической документации ФГУП ЦАГИ, 140180, Московская обл., г. Жуковский, ул. Жуковского, 1.

'А^О? 'А

?<=>4

Р1390 4

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.

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:

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.

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.