автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.09, диссертация на тему:Программы и алгоритмы управления движением гиперзвукового летательного аппарата на участке разгона - набора высоты

□□3486351

На правах рукописи

Кочян Антонина Грачевна

Программы и алгоритмы управления движением гиперзвукового летательного аппарата на участке разгона — набора

высоты

Специальность 05.07.09 - динамика, баллистика, управление движением летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание учёной степени кандидата технических наук

- з ЛЕК 2009

Самара - 2009

003486351

Работа выполнена на кафедре динамики полёта и систем управления в Государственном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Самарский государственный азрокосмический университет имени академика С. П. Королёва» (СГАУ).

Научный руководитель: доктор технических наук,

профессор

Балакин Виктор Леонидович

Официальные оппоненты: доктор физико-математических наук,

профессор

Голубев Юрий Филиппович

доктор технических наук, профессор

Титов Борис Александрович

Ведущая организация: Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н. Е. Жуковского» (г. Жуковский Московской области)

Защита состоится 22 декабря 2009 г. в 10 часов на заседании диссертационного совета Д 212.215.04 при Государственном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П.Королёва», расположенном по адресу: 443086, г. Самара, Московское шоссе, 34.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке СГАУ. Автореферат разослан 16 ноября 2009 г.

Учёный секретарь диссертационного совета, кандидат технических наук, доцент /у^

Общая характеристика работы

Одним из направлений развития авиационной и ракетно-космической техники является создание принципиально нового класса летательных аппаратов, совершающих полёт в атмосфере с гиперзвуковыми скоростями. Гиперзвуковые летательные аппараты (ГЛА), использующие самолётные принципы при движении в атмосфере. способны решать многие задачи гражданского и военного характера.

Исследования и перспективные разработки ГЛА включают наряду с решением ключевых проблем аэротермодинамики, двига-телестроения и конструкции также и вопросы выбора траекторий полёта, программ и алгоритмов управления движением. В диссертационной работе рассматриваются ГЛА двух типов: гиперзвуковой маршевый самолёт (ГМС) и гиперзвуковой самолёт-разгонщик (ГСР).

ГМС должен обеспечить беспосадочные межконтинентальные перелёты за 2... 3 часа.

ГСР является первой ступенью авиационно-космической системы (АКС) и должен обеспечить старт второй ступени для вывода полезной нагрузки (ПН) на околоземную орбиту.

Для ГМС и ГСР одним из наиболее важных является участок полёта, связанный с набором заданной высоты и одновременным разгоном до заданной скорости. В конце этого участка ГМС должен иметь скорость и высоту крейсерского (маршевого) полёта, а ГСР — высоту и скорость старта (пуска) второй ступени АКС. Данный участок разгона —набора высоты характеризуется увеличением высоты полёта с границы стратосферы, равной 11 км, до высоты не менее 30 км и увеличением скорости со сверхзвуковой (М = 2) до гиперзвуковой (М = 5 ... 6).

Актуальность работы определяется необходимостью динамического проектирования перспективных транспортных систем — скоростных пассажирских трансконтинентальных самолётов и авиационно-космических систем для доставки полезной нагрузки на орбиту искусственного спутника Земли.

В рамках динамического проектирования объектом управления является ГЛА «двойного» назначения, который может использоваться в качестве ГМС и ГСР.

Целью работы является динамическое проектирование гиперзвукового летательного аппарата, включающее программирование управляемого движения и его оптимизацию и синтез алгоритмов терминального управления.

Объектом исследования является невозмущёниое и возмущённое движение гиперзвукового летательного аппарата на участке разгона — набора высоты.

Предметом исследования являются программы и алгоритмы управления.

Для достижения цели работы решаются следующие задачи.

1. Определение номинальных программ угла атаки и траекторий ГЛА.

2. Анализ траекторий возмущённого движения ГЛА.

3. Разработка алгоритма многошагового одноканального терминального управления по углу атаки для ГМС.

4. Разработка алгоритма многошагового двухканального терминального управления по углу атаки и секундному расходу топлива для ГМС.

5. Разработка алгоритма многошагового одноканального терминального управления по углу атаки для ГСР.

Научная новизна диссертационной работы заключается в следующих полученных результатах.

1. Двухступенчатая программа угла атаки ГМС, обеспечивающая высоту и скорость горизонтального крейсерского полёта при минимизации расхода топлива и выполнении заданных ограничений.

2. Двухступенчатая программа угла атаки ГСР, обеспечивающая высоту и скорость старта второй ступени АКС при максимизации угла наклона траектории и выполнении заданных ограничений.

3. Многошаговый одноканальный алгоритм терминального управления углом атаки ГМС для выполнения с учётом заданных ограничений конечных условий движения по углу наклона траектории и по высоте или скорости крейсерского полёта.

4. Многошаговый двухканальный алгоритм терминального управления углом атаки и секундным расходом топлива ГМС для выполнения с учётом заданных ограничений конечных условий движения по высоте, скорости и углу наклона траектории крейсерского полёта.

5. Многошаговый одноканальный алгоритм терминального управления углом атаки ГСР для выполнения с учётом заданных ограничений конечных условий движения по высоте и скорости для старта второй ступени АКС.

Практическая значимость работы состоит в определении для участка разгона — набора высоты номинальных программ управления и алгоритмов терминального управления, которые ин-

вариантны к граничным условиям движения, аэродииамическим характеристикам и характеристикам силовой установки ГЛА и могут быть использованы при динамическом проектировании и анализе различных схем ГМС и ГСР.

На защиту выносятся следующие положения.

1. Предложенная двухступенчатая программа угла атаки, минимизирующая расход топлива ГМС при выполнении заданных конечных условий движения по высоте, скорости и углу наклона траектории и максимизирующая угол наклона траектории ГСР при выполнении конечных условий движения по высоте и скорости, может быть использована как номинальная программа в алгоритмах терминального управления.

2. Разработанный алгоритм многошагового одноканального терминального управления углом атаки ГМС обеспечивает выполнение конечных условий движения по углу наклона горизонтальной траектории крейсерского полёта и по высоте или скорости при возмущениях плотности атмосферы и ухудшении аэродинамических характеристик аппарата до 3%. Для достижения крейсерской скорости вводится дополнительный участок разгона, а для достижения крейсерской высоты вводится дополнительный участок её набора с постоянной скоростью.

3. Разработанный алгоритм многошагового двухканального терминального управления углом атаки и секундным расходом топлива ГМС обеспечивает выполнение конечных условий движения по углу наклона горизонтальной траектории крейсерского полёта и по высоте при возмущениях плотности атмосферы и ухудшении аэродинамических характеристик аппарата до 5%. В отдельных случаях требуется введение дополнительного участка разгона для достижения требуемой скорости.

4. Разработанный алгоритм многошагового одноканального терминального управления углом атаки ГСР обеспечивает выполнение старта второй ступени АКС с положительными углами наклона траектории на заданной высоте и с заданной скоростью при возмущениях плотности атмосферы и ухудшении аэродинамических характеристик аппарата до 8%.

Результаты исследований и программное обеспечение, созданное автором, реализованы в учебном процессе СГАУ.

Апробация работы. Основные научные положения и результаты диссертационного исследования докладывались и обсуждались на Международной молодежной научной конферен-

ции «XXXII Гагаринские чтения» (г.Москва, 2006г.); Международной молодежной научной конференции «XIV Туполевские чтения» (г.Казань, 2006г.); XIII, XIV Всероссийском научно-техническом семинаре по управлению движением и навигации летательных аппаратов (г.Самара, 2007г., 2009г.); X Международной молодежной научно-практической конференции «Человек и космос» (г.Днепропетровск, Украина, 2008г.); I Международной конференции МАА-РАКЦ «Космос для человечества» (г.Королёв, 2008 г.); Международной конференции «Научные и технологические эксперименты на автоматических космических аппаратах и малых спутниках» (г.Самара, 2008г.); IFAC Workshop «Aerospace Guidance, Navigation and Flight Control Systems» (г. Самара, 2009 г.).

Публикации. Материалы диссертации опубликованы в девяти печатных работах, из них две статьи в рецензируемых журналах [1, 2], две статьи в сборниках трудов [3, 4] и пять тезисов докладов [5-9].

Структура и объем диссертации. Диссертационная работа состоит из введения, шести глав, заключения, списка использованных источников, содержащего 34 наименования, четырёх приложений. Работа изложена на 210 страницах, содержит 80 рисунков, 20 таблиц.

Содержание работы

Во введении обоснована актуальность диссертационной работы, сформулирована цель и аргументирована научная новизна исследований, показана практическая значимость полученных результатов, представлены выносимые на защиту научные положения.

В первой главе изложены характеристики (особенности аэродинамических схем, силовых установок, режимов движения) некоторых типов ГЛА, в том числе гиперзвукового пассажирского самолёта (ГПС) на базе воздушно-космического самолёта Ту-2000 (АНТК им. А. Н. Туполева), ГПС по прогнозам ЦАГИ (Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н. Е. Жуковского), первой ступени МИГАКС (АНПК им. А.И. Микояна).

Для ГЛА «двойного назначения» стартовой массой 300000 кг, характерной площадью 890 м2 и начальной тяговооружённостью, равной единице, приведены аэродинамические характеристики (АХ) и высотно-скоростные характеристики силовой установки (СУ) — ра-кетно-турбинного пароводородного двигателя (РТДп), принятые в совместных работах ЦИАМ (Центральный институт авиационного

моторостроения им. П. И. Баранова) и ВВИА (Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского).

Величина максимального аэродинамического качества составляет от 4,8 (М = 2) до 3,6 (М = 6) и не превышает значения, известные для различных компоновок ГЛА. РТДп имеет высокий удельный импульс в рассматриваемом дипазоне чисел М.

Для описания движения ГЛА принята система дифференциальных уравнений в траекторией системе координат.

Функцией управления являются программы угла атаки a(t) и секундного расхода топлива j3{t) с ограничениями на минимальное и максимальное значения. Учтены ограничения, накладываемые на величины скоростного напора и перегрузок.

Во второй главе отмечено, что при исследовании различных концепций ГЛА используются типовые траектории, которые формируются с учётом различных ограничений и состоят из нескольких отдельно выделенных участков. Для ГМС и ГСР выделяют участок разгона по линии максимального скоростного напора {Яхаах = const) до момента заданной (или оптимизируемой) скорости. Затем следует участок схода с линии gmax — const и для ГМС — разгон —набор высоты до выхода в условия гиперзвукового маршевого полёта, а для ГСР — манёвр «горка» с выдерживанием заданного числа М и угла наклона траектории в момент разделения ступеней АКС.

Поскольку на рассматриваемом этапе разгона —набора высоты оптимальные (приближённо-оптимальные) траектории ГМС и ГСР могут существенно отличаться от типовых траекторий, то целесообразно определить соответствующие программы управления движением и выявить его закономерности.

Рассмотрена задача определения оптимальной программы угла атаки ГЛА при постоянном секундном расходе топлива, которая обеспечивает разгон —набор высоты за минимальное время, т.е. с минимальным расходом топлива. Использование принципа максимума позволило получить такую программу, зависящую от фазовых координат и сопряжённых переменных. Поскольку решение соответствующей трёхпараметрической краевой задачи имеет известные трудности, связанные с подбором начальных условий для сопряжённой системы, не имеющих физического смысла, были рассмотрены менее трудоёмкие подходы к определению программы угла атаки.

При движении с наивыгоднейшим углом атаки, найденным из

условия максимальности аэродинамического качества, происходит набор требуемой высоты при небольшом изменении числа М, т. е. разгон ГЛА практически отсутствует.

При движении с программой угла атаки, найденной из условия максимального прироста энергетической высоты, происходит разгон ГЛА до числа М меньше требуемого, набор физической высоты практически отсутствует.

По результатам моделирования движения ГЛА с указанными программами сделан следующий вывод. В начале рассматриваемого участка полёта на низких высотах при имеющемся большом удельном импульсе СУ (большой силе тяги) должен осуществляться разгон ГЛА с малыми углами атаки с целью снижения силы лобового сопротивления. Затем должен быть сделан переход к бблыпим углам атаки для набора заданной конечной высоты за счёт действия возможно большей подъёмной силы. Несмотря на уменьшение на болыпйх высотах удельного импульса СУ увеличение скорости до заданного конечного значения будет продолжаться как за счёт большой тяговооружённости ГЛА, так и за счёт уменьшения плотности атмосферы и, следовательно, снижения силы лобового сопротивления.

Поэтому предложена следующая двухступенчатая программа угла атаки:

**>-{£: (1)

где £*1 — начальный угол атаки, £р — время переключения, ап — конечный угол атаки. Параметры ¿р. а2 подлежат определению из условия выполнения заданных конечных условий движения, а параметр с*1 — из условия минимизации (максимизации) заданного критерия оптимизации.

В работе приняты следующие начальные условия участка разгона — набора высоты, соответствующие типовой траектории: /г„ = 11000м, Мн = 1,92, вн — 3,2°, и ограничения на угол атаки: £*тт = 0 и атах = 10°.

Для ГМС значения параметров £р, с*2 определялись решением двухточечной краевой задачи методом Ньютона при следующих значениях конечных условий движения: Мк* = 6, вк* = 0, Нк* = 30000 м, а значение параметра а\ определялось из условия минимизации затрат топлива с помощью градиентного метода. Принятые в работе значения ограничений по скоростному напору (<7тах = бОкПа) и перегрузкам (путах = 2,5 и птах = 1,5) выполнены.

Для ГСР определены значения параметров двух программ (1) из условия максимизации конечного угла наклона траектории. Первая программа обеспечивает наибольшее конечное значение угла наклона траектории (9К* = 3,2°) и нерикошетирующий характер траектории, а вторая программа обеспечивает наибольшее конечное значение угла наклона траектории (0,* = 8,5°) при рикошетирующем характере траектории и выполнении ограничения по скоростному напору. Ограничения по скоростному напору и перегрузкам выполнены.

Расчёты проводились при максимальном секундном расходе топлива, равном 76 кг/с.

Полученные программы управления и соответствующие траектории движения представлены на рисунке 1. а, град /гх Ю-3, м

10 8 6 4 2

1

100

а) б)

Рисунок 1 — Программы управления (а) и траектории (б) 1 —ГМС, ГСР (2 —без рикошета, 3-е рикошетом), 9тах — ограничение по скоростному напору В третьей главе исследуется влияние атмосферных и аэродинамических возмущений на конечные условия движения ГЛА. Проведено сравнение двух моделей возмущений плотности атмосферы1 и для дальнейших исследований выбрана модель, приводящая к большим отклонениям конечных условий от заданных значений. Аэродинамические возмущения приняты как ухудшение АХ, т.е. уменьшение коэффициента аэродинамической подъёмной силы и увеличение коэффициента силы лобового сопротивления в процентах от номинальных значений.

Результаты моделирования с номинальной программой угла атаки показали, что при возмущениях плотности атмосферы ГМС ли-

М

1 Школьный Е. П., Майборода Л. А. Атмосфера и управление движением летательных аппаратов. — Ленинград: Гидрометеоиздат, 1973.

бо достигает требуемой высоты кк* при недоборе скорости (Мк < 6) и положительном угле наклона траектории (вк > 0), либо выходит на нулевой угол наклона траектории вк* при недоборе высоты (Нк < 30000 м) и скорости. Ухудшение АХ приводит к недобору конечной скорости и к положительным конечным углам наклона траектории. Для всех реализаций возмущённого движения выполняются ограничения по скоростному напору и перегрузкам.

Результаты моделирования движения ГСР с первой номинальной программой угла атаки показали следующее. При возмущениях плотности атмосферы ГСР либо выходит на требуемую высоту при недоборе скорости и при большем угле наклона траектории (вк > 3,2°), либо достигает требуемой скорости при недоборе высоты и меньшем угле (9К < 3,2°). а траектории приобретают рикошетирующий характер. Ухудшение АХ приводит к недобору конечной скорости и к увеличению конечного угла наклона траектории, и траектории приобретают рикошетирующий характер. Для всех реализаций возмущённого движения выполняются ограничения по скоростному напору и перегрузкам.

Результаты моделирования движения ГСР со второй номинальной программой угла атаки показали следующее. При возмущениях плотности атмосферы ГСР либо выходит на требуемую высоту при недоборе скорости и большем угле наклона траектории (вк > 8,5°), либо достигает требуемой скорости при недоборе высоты и меньшем угле (вк < 8,5°). В некоторых случаях рассматриваемый участок движения ГСР завершается раньше времени переключения (¿р = 105,5 с) и траектория имеет нерикошетирующий характер, а в некоторых случаях происходит нарушение ограничения по скоростному напору. Ухудшение АХ приводит к недобору конечной скорости и увеличению конечного угла наклона траектории. При ухудшении характеристик на пять и более процентов нарушается ограничение по скоростному напору.

Поскольку при второй программе угла атаки, во-первых, имеются траектории, заканчивающиеся при достижении заданной конечной высоты за время, меньшее времени переключения, и, во-вторых, имеются нарушения ограничения по скоростному напору, то при терминальном управлении ГСР в качестве номинальной используется только первая программа.

В четвёртой главе предложены алгоритмы многошагового терминального управления ГЛА: одноканального управления ГМС и ГСР, предназначенные для формирования командного управле-

ния углом атаки, и двухканалыюго управления ГМС, в котором дополнительно формируется командное управление секундным расходом топлива.

На каждом шаге управления г длительностью Лт алгоритм формирования командного угла атаки ГМС представляет следующую последовательность действий.

1. Прогнозирование движения до выполнения одного из трёх заданных конечных условий движения.

2. Принятие решения о необходимости коррекции управления.

3. Формирование командного управления:

а) при ¿г + Лт < 1Р решается двухточечная краевая задача определения параметров и а^, обеспечивающих выполнение тех конечных условий движения, по которым в результате прогнозирования определены отклонения, требующие устранения;

б) при и + Лт ^ ¿р решается одноточечная краевая задача определения параметра «2, обеспечивающего выполнение конечных условий в порядке приоритета: в*, Д*.

4. Проверка выполнения ограничения по углу атаки.

5. Прогнозирование движения с полученным управлением.

6. Проверка выполнения заданных конечных условий движения и ограничений по скоростному напору и перегрузкам.

7. Принятие решения о необходимости следующей итерации для определения командного управления. Итерация проводится, если

а) при + Лт < 1Р улучшается хотя бы одно значение из 1гк. 0К, Мк и при этом ухудшается не более одного из двух других;

б) при и + Лт ^

[(и = К) А (У1 = м*)] V (вкН1 < 0^)

или

\{уо = ю л (%■+1 = в:)} V (/1^+1 >

где у — номер итерации. Алгоритм двухканального управления ГМС отличается от од-ноканального алгоритма тем, что после времени tp формируется командное управление углом атаки а и секундным расходом топлива (3 для обеспечения заданных конечных значений в*, Л*, М* и решается двухточечная краевая задача.

Предложенный алгоритм терминального одноканального управления по углу атаки ГСР до момента 1Р не отличается от аналогичного алгоритма для ГМС.

Особенностью управления движением ГСР является обеспечение /г* и М* при вк > 0. Поэтому при ^ + Лт ^ ¿р решается од-

поточечная краевая задача определения параметра а2 из условия выполнения /1* или М*. В соответствии с п. 7 алгоритма, итерации проводятся, если:

{Уз = К) V (Щ+1 > Щ)

или если

(Уз = V (^+1 > М-

Одноточечные и двухточечные краевые задачи решаются методом Ньютона.

Для проверки работоспособности и эффективности предложенных алгоритмов терминального управления проведено моделирование движения при идеальной навигации, ориентации и стабилизаци ГЛА в условиях возмущений плотности атмосферы, при отклонении АХ и при совместном действии этих возмущений. Шаг управления принят постоянным и равным 5 с.

В пятой главе приведены результаты для алгоритмов однока-нального и двухканального командного управления ГМС.

При возмущениях плотности атмосферы одноканальное управление углом атаки обеспечивает выполнение конечных условий движения при введении двух дополнительных участков: горизонтального разгона или набора высоты с постоянной скоростью, а двух-канальное управление углом атаки и секундным расходом топлива обеспечивает выполнение конечных условий движения при введении одного дополнительного участка горизонтального разгона. Примеры управления и соответствующие конечные участки траекторий приведены на рисунке 2.

Рисунок 2 — Управление (а) и траектории движения (б) О — номинальное, 1, 2 —командное одно- и двухканальное; 3 — траектория возмущённого движения при номинальном управлении

При ухудшении АХ до 10% одноканалыюе управление обеспечивает выполнение конечных условий движения при введении одного дополнительного участка набора высоты с постоянной скоростью, а двухканальное управление обеспечивает выполнение конечных условий движения без введения дополнительного участка.

При совместном действии атмосферных и аэродинамических возмущений одноканалыюе управление обеспечивает выполнение конечных условий движения при ухудшении АХ до 3% с введением дополнительного участка, а двухканальное управление обеспечивает выполнение конечных условий движения при ухудшении АХ до 5% без введения дополнительного участка.

В шестой главе приведены результаты для алгоритма однока-нального командного управления ГСР.

При возмущениях плотности атмосферы командное управление обеспечивает выполнение конечных условий движения по высоте и скорости с углом наклона траектории от 1,8° до 4,2°. Примеры управления и соответствующие траектории приведены на рисунке 3.

а) б)

Рисунок 3 — Управление (а) и траектории движения (б) 0 — номинальное, 1, 2 —командное при первом и втором типах возмущений плотности атмосферы; 3, 4 —траектории при первом и втором типе возмущений и при номинальном управлении

При ухудшении АХ до 10% командное управление обеспечивает выполнение конечных условий движения по скорости и высоте с углом наклона траектории, превышающим номинальное значение и равным 4,4°.

При совместном действии атмосферных и аэродинамических возмущений командное управление обеспечивает выполнение заданных конечных условий движения по высоте и скорости при ухудшении АХ до 8%. При ббльших отклонениях АХ при некоторых

реализациях возмущений плотности атмосферы нарушается ограничение по скоростному напору.

В заключении по результатам проведённых исследований программ и алгоритмов управления движением ГЛА на участке разгона — набора высоты даны основные выводы.

В приложениях А, Б, В и Г соответственно приведены области применения ГЛА, основные типы двигателей комбинированных силовых установок ГЛА, результаты командного управления движением ГМС и результаты одпоканалыгого командного управления движением ГСР.

Выводы и основные результаты работы

Проведённые исследования программ и алгоритмов управления движением гиперзвукового летательного аппарата на участке разгона — набора высоты и полученные результаты позволяют сделать следующие основные выводы.

1. Двухступенчатая трёхпараметрическая программа угла атаки позволяет минимизировать расходы топлива гиперзвукового летательного аппарата при выполнении заданных конечных условий движения по высоте, скорости и углу наклона траектории и максимизировать значение конечного угла наклона траектории гиперзвукового самолёта-разгонщика при выполнении заданных конечных условий движения по высоте и скорости и может быть использована в качестве номинальной программы при терминальном управлении.

2. Алгоритм многошагового одноканального терминального управления гиперзвукового маршевого самолёта, предназначенный для формирования командного угла атаки с целью выполнения заданного конечного значения угла наклона траектории и заданного конечного значения высоты или заданного конечного значения скорости, при действии атмосферных и аэродинамических возмущений обеспечивает выполнение конечных условий движения при введении дополнительных участков горизонтального разгона или набора высоты с постоянной скоростью.

3. Алгоритм многошагового двухканального терминального управления гиперзвукового маршевого самолёта, формирующий до времени переключения только командный угол атаки, а затем и секундный расход топлива и предназначенный для выполнения заданных конечных значений угла наклона траектории, высоты и скорости, обеспечивает при действии атмосферных и аэродинамических возмущений выполнение конечных условий движения при введении дополнительного участка горизонтального разгона.

4. Алгоритм многошагового одноканального терминального управления гиперзвукового самолёта-разгошцика, предназначенный для формирования командного угла атаки с целью выполнения заданных конечных значений высоты и скорости, при действии атмосферных и аэродинамических возмущений обеспечивает выполнение старта второй ступени авиационно-космической системы с положительными углами наклона траектории на заданной высоте и с заданной скоростью.

Поскольку предложенные программы и алгоритмы управления инвариантны к заданным массовым, геометрическим и аэродинамическим характеристикам, характеристикам силовой установки, конечным условиям движения, ограничениям на управление и параметры движения, то они имеют универсальный характер и могут быть использованы в динамическом проектировании гиперзвуковых летательных аппаратов различного назначения при невозмущённом и возмущённом движении.

Основные публикации по теме диссертации

В изданиях, рекомендованных ВАК:

1 Балакин B.JL, Бебяков A.A., Кочян А.Г. Оптимизация движения гиперзвукового самолёта-разгонщика двухступенчатой авиационно-космической системы // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. — 2008.— №1.— С. 23-32.

2 Кочян А. Г. Командное управление углом атаки гиперзвукового летательного аппарата на участке разгона-набора высоты // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. - 2009. — № 1. — С. 30-40.

в других изданиях:

3 Кочян А. Г. Определение приближенно-оптимальной программы управления углом атаки гиперзвукового летательного аппарата на участке «разгона-набора высоты» // Студенческая наука аэрокосмическому комплексу. Сборник трудов студентов и аспирантов факультета летательных аппаратов. — Самара: Издательство Самарского государственного аэрокосмического университета, 2006. - Вып. 8. - С. 49-54.

4 Валакин В. Л., Кочян А. Г. Возмущённое движение гиперзвукового летательного аппарата на этапе «разгона-набора высоты» // Сборник трудов XIII Всероссийского научно-технического семинара по управлению движением и навигации летательных аппаратов.— Т. 1. - Самара, 2007. — С. 54-57.

5 Кочян А. Г. Исследование программ управления углом атаки гиперзвукового аппарата на участке «разгона-набора высоты» // XXXII Гагаринские чтения. Научные труды Международной молодежной научной конференции в 8 томах. Москва 4-8 апреля 2006 г.- №2.- М.: МАТИ, 2006,- С. 139-140.

6 Кочян А. Г. Определение приближенно-оптимальной программы управления углом атаки гиперзвукового летательного аппарата на участке «разгона-набора высоты» // XIV Туполев-ские чтения: Международная молодежная научная конференция, 10-11 ноября 2006 года. Материалы конференции, — Т. 1.— Казань: Издательство Казанского государственного технического университета, 2006. — С. 12-14.

7 Валакин В. Л., Кочян А. Г. Исследование движения гиперзвукового летательного аппарата на этапе «разгона-набора высоты» // X М1жнародна моло/цжна науково-практична конференция «Лю-дина i Космос»: Зб1рник тез. — Днепропетровск, 2008.— С. 136.

8 Кочян А. Г. Исследование приближенно-оптимальной программы управления углом атаки гиперзвукового летательного аппарата на участке «разгона-набора высоты» //I конференция МАА-РАКЦ «Космос для человечества»: Сборник тезисов,— Королёв, 2008. — С. 62.

9 Траектории сверхзвуковых и гиперзвуковых самолётов-носителей при запуске малых спутников / В.Л. Валакин, A.A. Бебя-ков, А. Г. Кочян, В. И. Потапов // Научные и технологические эксперименты на автоматических космических аппаратах и малых спутниках: Тезисы докладов международной конференции «Научные и технологические эксперименты на автоматических космических аппаратах и малых спутниках». Самара, 2-5 сентября 2008 г.- Самара: Изд-во СНЦ РАН, 2008.— С. 230.

Подписано в печать 13.11.2009 г. Формат 60 х 481/16. Усл. печ. л. 1,00. Тираж 100 экз. Отпечатано с готового оригинал-макета в Самарском государственном аэрокосмическом университете. 443086, г. Самара, Московское шоссе, 34.

Основные сокращения

Введение

1 Математическая модель движения

1.1 Гиперзвуковой летательный аппарат

1.1.1 Гиперзвуковой маршевый самолёт

1.1.2 Воздушно-космический самолёт

1.1.3 Гиперзвуковой самолёт-разгонщик.

1.2 Аэродинамические характеристики

1.3 Характеристики силовой установки

1.4 Уравнения движения.

2 Номинальные программы управления.

2.1 Задача оптимального управления для гиперзвукового летательного аппарата

2.2 Двухступенчатая приближённо-оптимальная программа угла атаки и траектории гиперзвукового летательного аппарата

2.2.1 Программа и траектория гиперзвукового маршевого самолёта

2.2.2 Программы и траектории гиперзвукового самолёта-раз-гонщика

3 Возмущённое движение.

3.1 Модель возмущённого движения.

3.2 Траектории возмущённого движения гиперзвукового маршевого самолёта.

3.3 Траектории возмущённого движения гиперзвукового самолёта-разгонщика

4 Постановка задачи и алгоритмы терминального управления

4.1 Многошаговое терминальное управление.

4.2 Алгоритм одноканального управления по углу атаки для гиперзвукового маршевого самолёта

4.3 Алгоритм двухканального управления по углу атаки и секундному расходу топлива для гиперзвукового маршевого самолёта

4.4 Алгоритм одноканального управления по углу атаки для гиперзвукового самолёта-разгонщика

5 Командное управление гиперзвуковым маршевым самолётом

5.1 Одноканальное управление

5.1.1 Атмосферные возмущения

5.1.2 Отклонения аэродинамических характеристик.

5.1.3 Совместное действие возмущений.

5.2 Двухканальное управление

5.2.1 Атмосферные возмущения

5.2.2 Отклонения аэродинамических характеристик.

5.2.3 Совместное действие возмущений.

6 Командное управление гиперзвуковым самолётом—разгон-щиком

6.1 Атмосферные возмущения.

6.2 Отклонения аэродинамических характеристик

6.3 Совместное действие возмущений

Одним из направлений развития авиационной и ракетно-космической техники является создание принципиально нового класса летательных аппаратов, совершающих полёт в атмосфере с гиперзвуковыми скоростями. Гиперзвуковые летательные аппараты (ГЛА), использующие самолётные принципы при движении в атмосфере, способны решать многие задачи гражданского и военного характера (рисунок А.1) [1]. Кроме того, их разработка позволит освоить перспективные технологии, которые во многом будут определять уровень передовых отраслей ведущих стран мира.

Исследования и перспективные разработки ГЛА включают наряду с решением ключевых проблем аэротермодинамики, двигателестроения и конструкции также и вопросы выбора траекторий полёта, программ и алгоритмов управления движением. В диссертационной работе рассматриваются ГЛА двух типов: гиперзвуковой маршевый самолёт (ГМС) и гиперзвуковой само-лёт-разгонщик (ГСР).

ГМС должен обеспечить беспосадочные межконтинентальные перелёты за 2. 3 часа.

ГСР является первой ступенью авиационно-космической системы (АКС) и должен обеспечить старт второй ступени для вывода полезной нагрузки (ПН) на околоземную орбиту.

Для ГМС и ГСР одним из наиболее важных является участок полёта, связанный с набором заданной высоты и одновременным разгоном до заданной скорости. В конце этого участка ГМС должен иметь скорость и высоту крейсерского (маршевого) полёта, а ГСР — высоту и скорость старта (пуска) второй ступени АКС. Данный участок разгона — набора высоты характеризуется увеличением высоты полёта с границы стратосферы, равной 11 км, до высоты не менее 30 км и увеличением скорости со сверхзвуковой (М = 2) до гиперзвуковой (не менее М — 5 . 6).

Таким образом, на этапе разгона — набора высоты кинетическая энергия ГЛА увеличивается не менее, чем в 15 раз, а энергетическая высота увеличивается с 28 км до 144. 194 км. На этом этапе для ГСР обеспечивается достижение максимального уровня энергии, что является одним из преимуществ авиационного старта.

Целью работы является динамическое проектирование гиперзвукового летательного аппарата, включающее программирование управляемого движения и его оптимизацию и синтез алгоритмов терминального управления.

Объектом исследования является невозмущённое и возмущённое движение гиперзвукового летательного аппарата на участке разгона — набора высоты.

Предметом исследования являются программы и алгоритмы управления.

Актуальность работы определяется необходимостью динамического проектирования перспективных транспортных систем — скоростных пассажирских трансконтинентальных самолётов и авиационно-космических комплексов для доставки полезной нагрузки на орбиты ИСЗ.

В рамках динамического проектирования объектом управления является ГЛА «двойного» назначения, который может использоваться и как ГМС, и как ГСР. Принята следующая схема исследований: определение номинальных программ управления и траекторий с учётом задачи терминального управления моделирование и анализ возмущённого движения разработка алгоритмов терминального управления =Ф- моделирование и анализ движения при терминальном управлении.

Для достижения цели работы рассматриваются следующие задачи.

1. Определение номинальных программ угла атаки и траекторий ГМС и ГСР.

2. Анализ траекторий возмущённого движения ГМС и ГСР.

3. Разработка алгоритма многошагового одноканального терминального управления по углу атаки для ГМС.

4. Разработка алгоритма многошагового двухканального терминального управления по углу атаки и секундному расходу топлива для ГМС.

5. Разработка алгоритма многошагового одноканального терминального управления по углу атаки для ГСР.

Научная новизна диссертационной работы заключается в следующих полученных результатах.

1. Двухступенчатая программа угла атаки ГМС, которая обеспечивает высоту и скорость горизонтального крейсерского полёта при минимизации расхода топлива и выполнении заданных ограничений.

2. Двухступенчатая программа угла атаки ГСР, которая обеспечивает высоту и скорость старта второй ступени АКС при максимизации угла наклона траектории и выполнении заданных ограничений.

3. Многошаговый одноканальный алгоритм терминального управления углом атаки ГМС для выполнения с учётом заданных ограничений конечных условий движения по углу наклона траектории и по высоте или скорости крейсерского полёта.

4. Многошаговый двухканальный алгоритм терминального управления углом атаки и секундным расходом топлива ГМС для выполнения с учётом заданных ограничений конечных условий движения по высоте, скорости и углу наклона траектории крейсерского полёта.

5. Многошаговый одноканальный алгоритм терминального управления углом атаки ГСР для выполнения с учётом заданных ограничений конечных условий движения по высоте и скорости для старта второй ступени АКС.

Практическая значимость работы состоит в определении для участка разгона — набора высоты номинальных программ управления и алгоритмов терминального управления, которые инвариантны к граничным условиям движения, аэродинамическим характеристикам и характеристикам силовой установки гиперзвуковых летательных аппаратов и могут быть использованы при динамическом проектировании и анализе различных схем гиперзвуковых маршевых самолётов и самолётов-разгонщиков.

Результаты исследований и программное обеспечение, созданное автором, реализованы в учебном процессе СГАУ.

На защиту выносятся следующие положения.

1. Предложенная двухступенчатая программа угла атаки, минимизирующая расход топлива ГМС при выполнении заданных конечных условий движения по высоте, скорости и углу наклона траектории и максимизирующая угол наклона траектории ГСР при выполнении конечных условий движения по высоте и скорости, может быть использована как номинальная программа в алгоритмах терминального управления.

2. Разработанный алгоритм многошагового одноканального терминального управления углом атаки ГМС обеспечивает выполнение конечных условий движения по углу наклона горизонтальной траектории крейсерского полёта и по высоте или скорости при возмущениях плотности атмосферы и ухудшении до 3% аэродинамического качества (аэродинамических характеристик) аппарата. Для достижения крейсерской скорости вводится дополнительный участок разгона, а для достижения крейсерской высоты вводится дополнительный участок её набора с постоянной скоростью.

3. Разработанный алгоритм многошагового двухканалыюго терминального управления углом атаки и секундным расходом топлива ГМС обеспечивает выполнение конечных условий движения по углу наклона горизонтальной траектории крейсерского полёта и по высоте при возмущениях плотности атмосферы и ухудшении до 5% аэродинамического качества (аэродинамических характеристик) аппарата. В отдельных случаях требуется введение дополнительного участка разгона для достижения требуемой скорости.

4. Разработанный алгоритм многошагового одноканального терминального управления углом атаки ГСР обеспечивает выполнение старта второй ступени АКС с положительными углами наклона траектории на заданной высоте и с заданной скоростью при возмущениях плотности атмосферы и ухудшении до 8% аэродинамического качества (аэродинамических характеристик) аппарата.

Апробация работы. Основные научные положения и результаты диссертационного исследования докладывались и обсуждались на Международной молодежной научной конференции «XXXII Гагаринские чтения» (г. Москва, 2006 г.); Международной молодежной научной конференции «XIV Туполев-ские чтения» (г.Казань, 2006г.); XIII, XIV Всероссийском научно-техническом семинаре по управлению движением и навигации летательных аппаратов (г.Самара, 2007г., 2009г.); X Международной молодежной научно-практической конференции «Человек и космос» (г. Днепропетровск, Украина, 2008г.); I Международной конференции МАА-РАКЦ «Космос для человечества» (г.Королёв, 2008 г.); Международной конференции «Научные и технологические эксперименты на автоматических космических аппаратах и малых спутниках» (г.Самара, 2008г.); IFAC Workshop «Aerospace Guidance, Navigation and Flight Control Systems» (г. Самара, 2009 г.).

Публикации. Материалы диссертации опубликованы в девяти печатных работах, из них две статьи в рецензируемых журиалах [2, 3], две статьи в сборниках трудов [4, 5] и пять тезисов докладов [6-10].

Диссертационная работа состоит из введения, шести глав, заключения, четырёх приложений и списка использованных источников.

Заключение

Проведённые исследования программ и алгоритмов управления движением гиперзвукового летательного аппарата на участке разгона —набора высоты и полученные результаты позволяют сделать следующие основные выводы.

1. Двухступенчатая трёхпараметрическая программа угла атаки позволяет минимизировать расходы топлива гиперзвукового летательного аппарата при выполнении заданных конечных условий движения по высоте, скорости и углу наклона траектории и максимизировать значение конечного угла наклона траектории гиперзвукового самолёта-разгонщика при выполнении заданных конечных условий движения по высоте и скорости и может быть использована в качестве номинальной программы при терминальном управлении.

2. Алгоритм многошагового одноканального терминального управления гиперзвукового маршевого самолёта, предназначенный для формирования командного угла атаки с целью выполнения заданного конечного значения угла наклона траектории и заданного конечного значения высоты или заданного конечного значения скорости, при действии атмосферных и аэродинамических возмущений обеспечивает выполнение конечных условий движения при введении дополнительных участков горизонтального разгона или набора высоты с постоянной скоростью.

3. Алгоритм многошагового двухканального терминального управления гиперзвукового маршевого самолёта, формирующий до времени переключения только командный угол атаки, а затем и секундный расход топлива и предназначенный для выполнения заданных конечных значений угла наклона траектории, высоты и скорости, обеспечивает при действии атмосферных и аэродинамических возмущений выполнение конечных условий движения при введении дополнительного участка горизонтального разгона.

4. Алгоритм многошагового одноканального терминального управления гиперзвукового самолёта-разгонщика, предназначенный для формирования командного угла атаки с целью выполнения заданных конечных значений высоты и скорости, при действии атмосферных и аэродинамических возмущений обеспечивает выполнение старта второй ступени авиационно-космической системы с положительными углами наклона траектории на заданной высоте и с заданной скоростью.

Поскольку предложенные программы и алгоритмы управления инвариантны к заданным массовым, геометрическим и аэродинамическим характеристикам, характеристикам силовой установки, конечным условиям движения, ограничениям на управление и параметры движения, то они имеют универсальный характер и могут быть использованы в динамическом проектировании гиперзвуковых летательных аппаратов различного назначения при невозмущённом и возмущённом движении.

1. Балакин B.JL, Бебяков А. А., Кочян А. Г. Оптимизация движения гиперзвукового самолёта-разгонщика двухступенчатой авиационно-космической системы // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. — 2008. № 1. - С. 23-32.

2. Кочян А. Г. Командное управление углом атаки гиперзвукового летательного аппарата на участке разгона-набора высоты // Вестник Самарского государственного азрокосмического университета.— 2009,— № 1.— С. 30-40.

3. Балакин В. JL, Кочян А. Г. Исследование движения гиперзвукового летательного аппарата на этапе «разгона-набора высоты» //X М1жнародна молод1жна науково-практична конференщя «Людина i Космос»: Зб1рник тез. — Днепропетровск, 2008. — С. 136.

4. Кочян А. Г. Исследование приближенно-оптимальной программы управления углом атаки гиперзвукового летательного аппарата на участке «разгона-набора высоты» //I конференция МАА-РАКЦ «Космос для человечества»: Сборник тезисов, — Королёв, 2008. — С. 62.

5. Шкадов Л. М., Кажан В. Г. Концепция двухступенчатого гиперзвукового самолёта // Проблемы создания перспективной авиационно-космической техники / под ред. В.Г. Дмитриева.— М.: ФИЗМАТЛИТ, 2005.— С. 205-211.

6. Макаров М. А. Оценка перспектив создания воздушно-космических самолётов // Вестник МАИ. 1994. — Т. 1, № 1. — С. 83-87.

7. Ригмант В. Под знаками «АНТ» и «Ту» // Авиация и космонавтика.— 2000.- № 10,- С. 38-41.

8. Возможные концепции гиперзвукового пассажирского самолёта / Л. М. Шкадов и др. // Техника воздушного флота. — 1994. — Т. LXVIII, № 4-6. С. 1-8.

9. Нечаев Ю. Н. Силовые установки гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов. — М.: Издание Академии Космонавтики им. К. Э. Циолковского, 1996. — 214 с.

10. Плохих В. П., Бузулук В. И. О перспективах развития многоразовых систем выведения горизонтального старта // Проблемы создания перспективной авиационно-космической техники / под ред. В. Г. Дмитриева.— М.: ФИЗМАТЛИТ, 2005.- С. 92-106.

11. Кюхеман Д. Аэродинамическое проектирование самолётов. Пер. с англ. / пер. Н. А. Благовещенский, Г. И. Майкапар; под ред. Г. И. Майкапара. — М.: Машиностроение, 1983. — 656 с.

12. Атмосфера. Справочник / под ред. Ю. С. Седунова. — Ленинград: Гидро-метеоиздат, 1991.— 510 с.

13. Летов А. М. Динамика полёта и управление. — М.: Наука, 1969. — 360 с.

14. Лобановский Ю.И. Концепция перспективной аэрокосмической транспортной системы // Препринт ЦАГИ. — 1994. — № 95. — 32 с.

15. Федоров Л. П. Приближённые методы оптимизации характеристик участка набора высоты самолёта // Труды ЦАГИ. — 1987. — № 2366.

16. Филатьев А. С. Оптимальный запуск искусственного спутника земли с использованием аэродинамических сил // Космические исследования. — 1991. Т. 29, № 2. - С. 255-271.

17. Филатьев А. С. Практический путь повышения эффективности космических транспортных систем на основе внедрения строгих методов сквозной оптимизации // Авиакосмическая техника и технология. — 1999. — № 1. — С. 23-30.

18. Бузулук В. И., Червоненко К. А. О расчете траекторий выведения на орбиту крылатых ла с жрд с использованием приближенно оптимального управления // Авиакосмическая техника и технология. — 2003. — № 3.

19. Бузулук В. И. Оптимизация управления движением при разгоне вкс с ги-врд // Проблемы создания перспективной авиационно-космической техники / под ред. В. Г. Дмитриева. М.: ФИЗМАТЛИТ, 2005,- С. 350-364.

20. Бузулук В. И. Оптимизация траекторий движения аэрокосмических летательных аппаратов. — М.: ЦАГИ, 2008. — 476 с.

21. Балакин В. Л., Бебяков А. А. Оптимизация движения гиперзвукового маршевого самолёта при наборе высоты // Полёт. — 2007. — № 3. — С. 15-19.

22. Бебяков А. А. Задача оптимального управления движением гиперзвукового летательного аппарата на этапе разгона-набора высоты в атмосфере // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. — 2007. № 1. - С. 15-21.

23. Баллистические ракеты pi ракеты-носители: Пособие для студентов вузов / под ред. О. М. Алифанова. — М.: Дрофа, 2004. — 512 с.

24. Никифоров Б.М., Сапожников А. И. Концепции построения терминального управления движением сложных динамических систем // 1-ая конференция МАА-РАКЦ «Космос для человечества»: Сборник тезисов.— Королёв, 2008. С. 62.

25. Школьный Е. П., Майборода JI.A. Атмосфера и управление движением летательных аппаратов. — Ленинград: Гидрометеоиздат, 1973. — 308 с.

26. Сиразетдинов Т. К. Методы решения многокритериальных задач синтеза технических систем. — Машиностроение, 1988. — 160 с.

27. Лазарев Ю. Н. Управление траекториями аэрокосмических аппаратов. — Самара: Самар. науч. центр РАН, 2007. — 274 с.

28. Охоцимский Д. Е., Голубев Ю. Ф., Сихарулидзе Ю. Г. Алгоритмы управления космическим аппаратом при входе в атмосферу. — М.: Наука, 1975. — 400 с.