автореферат диссертации по информатике, вычислительной технике и управлению, 05.13.07, диссертация на тему:Алгоритмы бортовых систем автоматического управления и ограничения по условиям безопасности параметров полета транспортных самолетов

?Т4

- 4 ¡0

На правах рукописи

КАСТИЛЬО НУНЬОС АЛЕССАВДРО

АЛГОИПОД БОРТОВЫХ СИСТЕМ АВГШАГИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ Л ОГРАНИЧЕНИЯ ПО УСЛОВИЯМ БЕЗОПАСНОСТИ ПАРАМЕТРОВ ПОЛЕТА ТРАНСПОРТНЫХ САМОЛЕТОВ

Спецшалъпость:05.13.07 "Автоматизация технологических

процессов и производств"

Автореферат диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук

ТеаЗов - 1997

Работа выполнена на кафедре " Информационные процессы и управление" Тамбовского государственного технического'университета

Научный руководитель: доктор технических наук, профессор Карапетян Рубен Ыиртадович.

Официальные оппоненты:

Ведущая организация: Самарский аэрокосмический государствен-

дассертчционного совета Д 064.20.01 Тамбовского государственного технического университета. Отзывы в двух экземплярах,скрепленных гербовой печатью, просим направлять по адресу: 392620, г. Тамбов, ул. Советская, д.106, ТГТУ,

доктор технических наук, профессор Гайнутдшюв Олег Инсафович,

кандидат технических наук, доцент Громов Юрий Юрьевич

ный университет

Защита диссертации состоится в ауд. 60, ул.Ленинградекая, I в

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке университета.

Автореферат разослан

1997 г.

Ученый секретарь диссертационного

А.А.Чуриков

ОБВДЯ ХАРШЕгаСТИКА РАБОТУ Актуальность работа. Наиболее сложным по информационной нагрукенности экипажа этапом полета самолетов транспортной авиации является посадка и, в частности, о в составные части - выдер.кивание заданной глиссада планирования, выполнение предпосадочного маневра, выравнивание и приземление. На этот период по статистике приходится наибольпее количество летних происшествий. Автоматическое управление самолетом позволяет освобоздать пилотов от значительной чести нагрузки, однако, специфические особенности данного этапч накладывают яесткие требования к точности управления и к информации о возникающих неататних ситуациях, которые долюш парироваться пилотами или с помоаью систола автоматического управления (САУ>.

Управление самолетом в процессе снижения осуществляется по сигналам курсового (КШ) и гллссадного (ГТМ) радиомаяков, характеризует линейное отклонение самолета относительно рэЕносигнальноЯ зош. При этом реализуемые контуры управления фактически оказывается нестационарными п поэтому с изменением дальности до взлетно-посадочной полосы (ВПП) необходима и? адаптация с учетом текущей дальности до ВПП, Кроне того, в бортовом вычислителе необходимо непрерывно анализировать выполнение условий безопасности и с уп-рездением, достаточным для парирования, включать систему обеспечения безопасности полетов (СОБП) и канал САУ.

В известных САУ осуществляется разовое, изменение коэффициентов управления контуров при прохождении самолетом контрольно.Т точки по дальности до ВПП. Поэтому в нерасчетных состояниях полета качество процессов пилотирования отличается от желаемого и возникающая избыточная колебательность может влиять на безопаснцсть полетов (БзП). В алгоритмах САУ не предусматривается согласование

управлэшШ вертикальный и costo вы двлеэйишл, обаспачпвазздэо их независимо из^энеши, что ваш» пра предпосадочном маневра. Вводимое в САУ ограничение отклопзша рухэша поверхностей п уровня изменения параметров двеезиш - крана, «штага, кор:акько2 парэ-грузки неэффективно в дшшгэтзскпг ростах, а псшльзуещэ алгоритмы ограничения по щкзгсозлруо^з значение! пзра-атров ко учитывают конкротшх данелзчоагх свойств объекта управления. Вопроса прогнозировали прооодга сената пр шравшашшг посла севзнзя, рассмотренные в вздэ exe-srux. рс^зх^.трзбуют бола а дательного исследования. .

«

Цэльв работа шляэтея разработка и обосЕоагнгэ апгорзшза, обеспечивашда солаз^е шкеезатегз качостеа процзссов авто^атэтес-кого управления селэяэтса на бтелз посадки с параровак» возникавших неблагоприятных csryendí.

Катода ессдэдовшчя. В работа Есполъзовапи подальше алгорпт-ш синтеза управлэшЗ, евлэшшо с пр^зненпэи xeopsa иатрпц, тео-рш ДЕффервЕцпальнга урагнзняЗ, а тахзэ катоды построения uareua-тических моделей н, в частности, нрогаоззруших иодзлзЯ.

Научная новизна. В работе получены слодупцае новно научнее результаты:

1. Методика дэкошгазшщя. подели объекта управления на составные части невысокого порядка п синтеза адаптпвного алгоритма согласованного управления ehcotoS и боковой коордннатоЗ в posaba разворота.

/ 2. Адаптивный алгорзгш согласованного управления вертикальным и боковым дшеэщцйш самолета относительно глассада планирования, обеспечиващий солааша свойства устойчивости контуров управления и учитывавдай вводаше ограничения угла крана в перегрузки.

-з-

3. Л?ТОр2ТШ П структурно CX0«íi ЕгаслггелеО систем предотв-рсззния выхода ссюлэта за опасшэ зпа-чопяя углов атаки, крена и тангагз.

•4.Л."торж^ п структургшэ стега Еычийяятелез систем предотв-ре^впая опасаа пзтанониа висота полета.

На заззту пдадсятся:

1. Результата синтеза упраапвшгЗ двжэнияа сшзолета относи-то-тьпо глиссада плгнпров&тая по зэдагплп пэрсмотрсм эталонной мо-r.o.'zi г годом шд&лъшго упрзвлэш'л.

2. Яэтодзка деюмгазгцпл ¡юдоли объекта управления на составные часта поенсокого порядка и спптоза адаптивного слгорптаэ согласованного упрзвлзвал еусотоЗ п боковоЯ координатой в накрененном пологзнцп ссполета.

3. Адаптивны!! азтсгрзтл согдзсозашого упра&лэния вертпкаль-mr.i п Оокопп лгапэшкгп ссйлэта отпосэтольно гляссадц планирова-пзл, ооэспе^пвсЕ^гЗ.гэлзегав своЛства устойчивости контуров управ-лзппя, учптавапхй вводила-огранзчонзя угла ярена и нормальной Г.ЗрОГруЗ!а.

4. Arroparan п сгрухтурззэ сюги гачяслзтэлзй систем продот-прс~зшгя паода с^.гог.ото за опасгшэ зпачэппя углов атшсп, ¡фона и таягкэ.

5.Длгорэт!и п струхтурзвэ С1ШЛ1 тшсттотМ систем предот-врззэняя опасных пзмвизагЗ высота полота.

Практическая ценность. Пэлучзшшз результата когут бить использована пра разработка САУ посадаоЗ самолетов на оборудованные аэродром, а твзсэ прз форглровзшгл алгоритмов работа средств пре-дуцрезденля опасных кзшнсшЗ параметров полета сатлэта. .

Апробация работа. Материала диссертации докладывались на семинарах в РККИГА ( г.Рига ) и на кафедре информационных' процессов и управления ТГТУ.

Публикации. По- теме диссертации опубликованы четыре статьи. Объем работы. Диссертация состоит из введения, четырех глав, выводов по диссертация н содэраит 149 стр., 42 рисунка, 16 таблиц и список литературы, состоящий из 45 наименований.

ОСНОВНОЕ СОДЕИШШЕ РАБОТЫ Во введении рассматриваются проблемы построения САУ, обеспе-' чивавдих заход самолета на посадку, и СОБП, пазволящих предупреждать недопустимые изменения параметров даикеетя самолета. Приведены сведения-о работе в целом.

В первой главе анализируется состояние проблемы построения САУ и обеспечения БзП с учетом особенностей алгоритмов функционирования соответствуйте бортовых систем современных самолетов. Сделан вывод о необходимости решения проблемы повышения БзП двумя путями: повышением качества САУ пространственным траекгорныы движением самолета и упреадешоП информацией о возникающих аварийных ситуациях. Целесообразность внедрения СОБП на самолете в известных работах оценивается:

по степени опасности нештатной ситуации

"Уф

. . 'П = е ,

зависящей от располагаемого и фактического времени вмешательства

пилотов в управление,

по частоте появления причин летных происшествий

ц«1 - ,

где X - интенсивность отказов техники, или ошибочных действий пи-

лота, шщ неблагоприятных внешних условия; . гп - рассматриваемый интервал времени полета самолета;

по потенциальной опасности соответствующих факторов - П = ткь Ставится задача снижения с помощью СОБП во взаимосвязи: времени степени опасности т) и потенциальной опасности П. Рассмотрены алгоритма известных техннчестсих систем ограничения угла атаки, а которых текущее значение а сравнивается не с его

допустимым значением а со скорректироватшм с учетом угловой

К

скорости и, сигналом 4 а »а .п_- а--ш „.

до» Тр + 1 "

Этот алгоритм эффективнее прямого сравнения сигналов а и адсп. так как учитывает темп нарастания сигнала а, однако конкретные динамические свойства самолета остаются вне контроля. Показано, что известные устройства ограничения просадки самолета относительно заданной высоты полета, в своЬ очередь не учитывает теша снижения с&чолета и текущего значения угла наклона траектории.

Проанализированы основные типы нелинейных и линеаризованных математических моделей п систеш отсчета параметров движения. С учетом известного опыта решения задач автоматического управления давлением самолета относительно глиссада и при выполнении предпосадочного маневра сделан вывод о целесобразности использования частных линейных моделей: координированного развод та, движения по шеоте, согласованного вертикального и Сокового движений.

Рассмотрены пригодные для применения в данном случае метода синтеза алгоритмов автоматического управления. С учетом возможностей получения в произвольном состоянии полета келаемых показателей качества переходных процессов выбран для использования метод модального управления. При этом движение объекта управления задается уравнением X = А X + о и (I)

где X - вектор состояния; А матрица коэффициентов внутренних связей; С -матрица коэффициентов эффективности управлений. Вектор управляющих сигналов определяется в виде линейной функции фазовых кооринат U = - К X, причем выбор матрицы К подчиняется условию обеспечения эквивалентности эталонной модели У = - С* Y и модели управляемого движения X =(A-GK)X. Вектор У имеет размерность вектора X, а матрица -С*" задается в форма Фробениуса - например:

0 10 0 0 0 10 О .0 0 I (2)

- С

-а.

-а.

3

3Г

В выражении искомой матрица коэффициентов управлений К = в~1о^Г матрица Г находится из нелинейного матричного уравнения

ГА + Л = ган~1а1г. <з>

Рассмотрены методы решения этого уравнения и задания коэффициентов характеристического полинома эталонной модели. Диагональная матрица гГ1позволяет назначать желаемую долю участия каналов управления в обеспечении заданных свойств системы.

Во второй главе приведены результаты синтеза адаптивных алгоритмов управления вертикальном и боковым движениями самолета. Векторы состояния используемых моделей полета самолета заданы.в виде

Хдр = ( Ы2, ■б, 8, Ёр Х0 = ( 7, ф, ^ )г (4)

В матрицы коэффициентов моделей Х0 и Х^ входят

а44 =

а43 -

И

а44 = а43 =

То_

1 ООБ (р0

(5)

зависящие от текущей дальности до ВПП. С целью исследования влияния требований к системе на результаты решений при формировании матрицы (2) использованы, коэффициенты полиномов второго порядка с

декремвнтами колебания С2 = 0.7 и с собственными частотами о^ = I и (¿2 = 0.1 ... 0.6 1/с. При этих условиях найдена серия ревений: коэффициенты полиномов, коэффициенты управлений вертикальным и боковым движениями, результата моделирования полета самолета, требования по корректировке параметров СЛУ, обеспечивающих гелоекыз показател? переходных процессов. Решения получены при дальности 1= 5..И км с шагом 1 км и пря 1 = 1(Ю0 н ...100 м с шагом 100 м. Выявлено, что на первом из этих интервалов коэффициенты управлений по сигналам ег а ек убывают по модулю, а на втором -возрастают. Показано, что с увеличением частота ь^ при формирова-вании эталонной модели быстродействие системы возрастает. Изменением коэффициента <; можно эффективно влиять на колебательность переходных процессов.

Синтезированы управления полотом с помощью модели с вектором состояния X = ( иг, «у, т, е ,ен, ег. ). С учетом структура алгоритмов управления и сильной взаимосвязи каналов управления сделан вывод о нецелесообразности их. практического применения.

В качестве альтернативного решения, простого по структуре, но учитывающего взаимовлияние вертикального и бокового движения, рассмотрены управления взда

СВ = - «Ш - V - «У* бэ = - «ых «г - - ? 38Д)> где предаточные числа контуров управления определяется выражениями < ф+ «й - )/ -2 . V £аГ< С - '»ш «й - Л ' . • (6)

Здесь С - желаемая величина декремента колебаний и в - частоты

сооственшх колебаний, которые вводятся как требования к виду переходных процессов управляемого даихения. Вторая часть задачи решена с помощью уравнений траекторного

• б В

. движения 6» 7 («у °°8Т - 1)> ек * ~ V "у

V ~ - V

Бг * I 81пе + в1п«р + Ер)!, ё^ = -у- В1п9к + 81x5^).

Искомые выражения заданных значений крена и перегрузки получены в

виде - . 5 и 1цти

в * в А

^зад Е ~~^ • "у зад * . 0007 * ' (7)

При в том управляйте сигналы траектории дшшэнием -

^•--^е-К^Ер . и2 " " К9к 0к~ Кек ^ • <8) Ке = У/1 + 2Си, Ке = к6 с/2 1/7,

Кек= ™ + Кек= Квк + ^

•где С и ш - задаваемые требования к виду управляемого траекторного

движения. Проведенное моделирование подтвердило: соответствие графиков переходных процессов задаваемым требованиям,,практическую независимость вертикального и бокового движений (рис. 1). Подучены графики настройки передаточных чисел по текущей дальности до ВПП.

Третья глава посвящена разработке и исследованию алгоритмов средств ограничения по условиям безопасности параметров движения самолета. Ввиду того, что изменение угла атаки и нормальной перегрузки описывается колебательным звеном, прогнозирующая модель заедается в виде решения в аналитической форме систеш уравнений второго порядка. При этом потребное время прогнозирования находится как время выхода на заданный уровень выходного сигнала.'

о

I о'

со;

РазрэОотанные алгоритмы ограничения углов крена и тантала имеют существенное отличие, обусловленное тем, что в моделях, опи-сывакдах га изменение, содержится интегрирующее звено и в аварийной ситуации дэйствушгаЕ ковэнт вызывает неограниченное изменение крена и тангажа. Поэтому здесь интервал прогнозирования определен как время, за которое можно доступши управлением полностью остановить угловое двиеэкиэ самолета во крону

X - в£ихо

и при этой гарантируется ограниченна крена на уровне

„(¡ж -

7(г+г)«с1е ^ ■+:С2 + с3 г . (Ю)

^ „ °3

Со - .(!>.

зсо

Гда с3 = -Ж • С1 - -1шх- • °2 «Ло - С1 '

• ППХ ПВХ

Алгоритм оганичения угла тсрена <рдс.2) исследован при нескольких значениях располагаемого управлявшего момента п^, начальных значений угловой скорости и ко5$фщи8ига дэыгфгрсвания самолета по углу крена. Часть результатов правелана в таблица:

»г = ------- „„.. =10 Гр/с, а^ = 0.5 с"1

^0,гр/с 5 10 15 20 25 30 40

^.С 0.44 0.8 г.12 1.3Э 1.6 1.83 2.19

ДТ.гр 1.8 5.7 8.52 12.26 21-1 27.3 36.05

При исследовании алгоритмов ограничения угла тактам рассмотрены два варианта модели объекта, заданные передаточными функциями:

ев ' Р * ^ * ~ ев

* * = (р* + СрР ♦ с2 )р * "« " * + е1>Р '

Схема пьггкЕШпеяя spatesu прогаозаровгаиз утза грела

Схшз. вичнетптеяя (фратяп) Р^с. 2*

Первая соответствует данному самолету; параметры второй подбираются по условию согласования графиков их переходных процессов. Показано, что выбором и е3 шсто обеспечить достаточную согласованность выходных сигналов обеих моделей. Формула расчета времени прогнозирования получено в виде

г А (во - втвр) вт ,

V, = - 4- 1п-й .—- • где коэ№-

1 °3 сво

циент А - ( ."*» ' °во > е3 .

0| ( Од - )

Прогнозируемое значение угла тангажа определяем по соотнопению

< (т^) = - А -^!1!2-(1 - е" V ) ♦ Ц г

В отличие от моделей прогнозирования изменений угла атаки и угла крена, з данном случае возникав* вопрос проверки точности прогно-зирущэй модели, поскольку црп шводо расчетных формул била использована упрощенная шдедь изменения тангага. Проведенные исследования подтверздавгг точность с эффективность алгоритма ограничения угловых пояогюний салохэта. Составлена схема вычислителя прогнозируемых значение .угла тангаза.

Для роше;--1Я задачи предуцревданая. просадки сколота относительно глиссада выведены вырагзння расчетных значениЗ ускорения

^у рас = г-Йг^ 1 " 003(6 и допустимого значения угла наклона траектории.Исследовано влияние исходного значения угла в, скорости полета и допустимого при выведении ускорения на величину просадки и эффективность СОШ.

В четвертой главе приведены результаты исследования разработанных алгоритмов управления с учетом нелинейности характеристик измерителей сигналов ер и . Нелинейности заданы в виде, близком

к реально^, п в розрабагнвсоюх GCiviPAH-nporpa:~,;ai воспроизводятся с помощью солрягпеик сянусонда л зксттшт. Достопорность вс--* вариантов синтезировании. алгорзтмоз управления подтверждается использованием строго обоснованных методов, совпадением заданных и Енчислоигл. для управляемых систе?( козффшпентов характеристических пслгнсмов и, наконец, соответствием графиков переходных процессов движения самолета,.полученных путем математического моделирования . Показана сое;тещость удовлетворения задитнш требованиям к системе: практически независимого управления вертикальным и боковым движениями, возможность обеспечения пэлаемого вида переходных процессов и исключение проезда! при перэходэ на глиссаду планировался (рцс.З).

На этапе захода самолета на посадку влияние атмосферной турбулентности мог:ет вызывать значлтелыше углоше колебания и отклонения от заданной лиши двягения. Полностью исключить его не представляется возможным. Реальнее ставить задачу снижения ошибок за счет подбора параметров САУ. Для решения такой задачи использованы модели атмосферной турбулентности в виде спектральной плотности продольной, вертикальной и боковой составляющих скорости ветра S(u). Из внракения s(u) вертикальной составляющей

скорости ветра Uy

S„(u) = oi

1+ Зы 2 Ъ/у2.

7 (l+ü2 ь2/^)2

получено уравнение формирующего {пльгра

У3

<4 К

С ,

прообразующего входной сигнал типа"белый шум" в сигнал и,

1 у

Задзз2ые зпзтага язраЕяг» tcsáSsssíi - 0.7, tlCTOTU BQGSIKSERB ГА-Г -ТГ"" . 0,03

Задагаь» aaiy-'sa джражха EOE&SSÏ - 0.7, читоти - 0.C3

Pec. 3

В соотгэтстетл с гогохлсоЛ псслеловаипя составлена ;юдель расга-роппоЯ систоп - о у + ? С.

29 вектор состсглпя еодарггл1 лза мгзтлта парп:этроз дгеянта фордруг^эго фхтьтра н п элекэнтоз контора состояния исследуемой поделя упразлле^го дшгэпия сс:.ялэта. В целой нодель двигоная самолета заппсаваэгся-п едеэ:

¿1

О

г

•в О

0 0

®Г О

1____

А-СХ

)

«в Р

+

■9

0 О

£г

С-

Длспорсля пар£.'.'этров двпгашхя самолета шчпсляется в результате ропенпя матричного- урагоэнпя Ляпупопа

Р ВЧ в р =

- г а0"0

где вектор а0 равняется столбцу коэффициентов правса части расширенной «одела. Иссяедовгшя шполйэны для собранных диапазонов касзтаба турбулентности 1. даспэрсзп скорости ветра, параметров САУ, соответствупзп различные услогшм устойчивости. Диагональные элементы вычисляема иатргцц Р равны дисперсиям соответствув-пда паредэтров двютшя самолета.

о

Основные результата работы

1. Предложены и исследованы алгоритма прогнозирования угла крена и утла тангаза.Показано,что их использование повызает располагаемое время вмешательства пилотов в управление и способствует повышению безопасности ползтов.

2. Разработала структурные схсглы подсистем прогнозирования из-

кенений углов крана и тангагз самолетов.

3. Прэдлоаои п исследован алгорнта предотвращения просадки самолета относительно глгссада планирозашм при отработке через САУ большой начальной пограгаоста по васоте.

4. Исследована возможность использования модальных методов синтеза управлений заходом самолзта па посажу. Показана

возможность обеспечения гздаошх своЕств переходных процессов.

5.Исследован кэтод дэкоапозпшш модели самолета и сшгтеза управлений • ее составные чвстя:л:. Лодгверццана эффективность найденных алгоритмов и возуеккость их использования в бортовой САУ.

6. В отношении неразделенных кодолэй продольного и бокового . движений исследована возкоеность построения адаптивного САУ с дискретно изкзпязмгиз перодаточщаз числам.

7. Исследован алгорати синтеза законов управления САУ с непрерывной настройкой порэдаточнах чпсол. Подтверждена возможность такого управления и отмэадна сло^яосгь реализации «этода в борговоЯ ЦЕм'.-

Основное содержание дзссзртацни пзлозэно в работах:

1. Карало Tim Р.Ы., Кастильо длэссандро. Синтез по заданным свойствам устойчивости диафотпо-адаптивных систем управления ca'.:o.c9To;j прг захода на посадку. Сборннк научных статей. Тамбов: ТГТУ, 1996. '' '

2. Карапэтян P.U., Кастильо Алоссеццро. Алгоритма согласованного управления вертикальным и бокоша двшаниями сашлэта. Сборник научных статей. Тамбов: ТГТУ, 1995.

3.Караготян Р.Ц.,Кастильо Длэссандро. Алгоритмы средств ограничения углов крена и тангака самолета. Сборник научных статей. Тамбов: ТГТУ, 199$. •

4. Каралетян P.M., Кастильо Алэссаццро. Автоматическое огра- . ничение просадки самолета при заходе на посадку. Сборник научнах статей. Тамбов: ТГТУ, 1996.