автореферат диссертации по информатике, вычислительной технике и управлению, 05.13.05, диссертация на тему:Синтез систем автоматизированного управления полетом малоразмерных дистанционно-пилотируемых летательных аппаратов

РГБ 0&

\ \ ММ* На правах рукописи

СИНТЕЗ СИСТЕМ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ МАЛОРАЗМЕРНЫХ ДИСТАНЦИОННО-ПИЛОТИРУЕМЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

03.13.05 - Элементы и устройства вычислительной

техники и систем управления 05.13.14 - Системы обработки информации и управления

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

КАЗАНЬ - 1996

Работа выполнена в Казанском государственном техническом университете им. А. Н. Туполева.

Научный руководитель: к.т.н., доцент Романенко Л.

Официальные оппоненты:

д.т.н., профессор Ермаков И. И. к. т. н., доцент Хасанов А. Ю.

Ведущая организация: АООТ "ОКБ Сухого" г.Москва.

Защита состоится "25" марта 1996г. на заседании диссертационного совета ССД 063.09.02 в Казанском государственном техническом университете им. А. Н.Туполева. 420111, г.Казань, ул. К.Маркса, 10, КГТУ, зал заседаний.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Казанского государственного технического университета им. А. Н. Туполева.

Автореферат разослан "_" _1996г.

Ученый секретарь //^У^х

диссертационного совета У Р. Т. Сиразетдинов

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Успехи, достигнутые в развитии систем связи и управления, радиоэлектроники, композиционных материалов, дешевых двигателей, с одной стороны, и.необходимость снижения стоимости работ, выполняемых с помощью авиационных средств, с другой стороны, стимулировали разработки нового вида техники - малоразмерных дистанционно-пилотируемых летательных аппаратов (МДПЛА). В настоящее время концепция МДПЛА получила свое развитие и воплощение в многочисленных летательных аппаратах С ЛАЗ такого класса, к которым принято относить ЛА весом до 200 кгс, рассчитанные на полет в течение нескольких часов на высотах-не более 3000м. Подобные ЛА интенсивно разрабатываются во многих странах и находят все более широкое применение для решения различных задач военного и гражданского характера. Так, экспериментальные-МДПЛА применяются в качестве уменьшенных динамически подобных моделей перспективных пилотируемых летательных аппаратов для отработки их аэродинамики, новых концепций в конструкции и принципах управления. Прикладные МДПЛА успешно применяются для проведения метеонаблюдений, экологической разведки и различного рода рутинных работ, при проведении которых нет необходимости в непосредственном присутствии человека в рабочей зоне. Кроме того, МДПЛА незаменимы при обеспечении работ в зонах, опасных для жизни и здоровья человека. Используемый в МДПЛА принцип радиокомандного управления позволяет оператору находиться в безопасной зоне, но при этом обеспечивает получение информации с борта ЛА в реальном масштабе времени, что крайне важно в условиях, требующих немедленного реагирования. Такие ЛА имеют малые габариты и массу, что накладывает очень жесткие массо-габаритные ограничения на состав бортового оборудования, обеспечивающего полет. При этом время полета МДПЛА может быть достаточно продолжительным, а задачи, решаемые системой автоматического управления (САУ), - достаточно сложными, так как САУ полетом МДПЛА должна обеспечивать стабилизацию ЛА относительно трех осей, набор высоты и снижение, стабилизацию заданной высоты полета, развороты по курсу, полет по заданному маршруту и т. п. Поэтому известные САУ не удовлетворяют массо-габаритным ограничениям, накладываемым спецификой МДПЛА.

Таким образом, разработка САУ новой структуры, предназначенной для управления полетом МДПЛА, включающая создание эффективных инженерных методик синтеза таких систем, является важной задачей,

чему и посвящена данная диссертационная работа.'■/

Цепь работы. Разработка системы управления полетом МДПЛА, не содержащей в своем составе гироскопического измерителя углов крена и тангажа, с целью уменьшения габаритов, массы-я стоимости САУ.

Разработка эффективной инженерной методики синтеза САУ полетом, позволяющей уменьшить объем вычислений и сократить временные затраты на проектирование САУ. > .

Применение разработанной методики для проведения расчета САУ полетом для конкретных аэродинамических форм ЛА.

Методы исследования. К основным методам, используемым при выполнении диссертационной работы, относятся аппарат линейной алгебры, методы теории автоматического управления, теории дифференциальных уравнений, геометрического программирования, математическое моделирование.

Научная новизна. Разработана новая структура САУ полетом :ЛА, обеспечивающая выполнение заданных требований.

Разработана методика параметрического синтеза. САУ, полетом, основанная на построении оптимальных характеристических 'полиномов. Предложенные характеристические полиномы являются обобщением существующих в теории автоматического регулирования известных стандартных форм, позволяют реализовать желаемый характер переходных процессов и требуемое время регулирования при неполной информации о векторе состояния объекта управления с учетом расположения нулей передаточной функции регулируемой величины. - .

Предложен новый нелинейный закон управления для.канала элеронов, позволяющий повысить быстродействие переходных' процессов по крену.

Достоверность' результатов обеспечивается соблюдением математической строгости выкладок и преобразований на . теоретическом этапе. Результаты расчетов согласуются с физической картиной процессов регулирования. л

Достоверность предлагаемой методики синтеза САУ подтверждена моделированием пространственного движения ЛА с системой управле-; ния, в которой учтены ограничения по скоростям и углам отклонения; рулевых, агрегатов, описанного нелинейными дифференциальными уравнениями. ;

Практическая ценность работы. Разработана новая структура САУ полетом, которая дает возможность построения САУ меньших размеров, массы и стоимости. Уменьшение массо-габаритных- характеристик САУ позволяет увеличить запас топлива, увеличить возможное время

йтета, а также - расширить состав специального бортового 5брудования, что повышает эффективность использования МДПЛА.

Разработаны алгоритмы и реализующий их программный комплекс ючета. оптимальных параметров САУ на основе предложенных новых к сапАар> Нмл ларо.1СТСр»1СТ*ГпОС1С1'л , nCJii'nCmGIi, 1С0Т0р1ЛС »чСТ* jr1* пс^йти

зимёнение при синтезе систем, управления для »широкого класса 5ъектов регулиройайия.

Оптимальные характеристические полиномы, предложенные в рабо-отличаются от известных в теории управления тем, что дают воз-эжность проектировать системы управления полетом ЛА в соответ-гвии с требованиями к переходному процессу по регулируемой коор-шате, с учетом динамики привода и при отсутствии скоростной об-1тной связи привода С неполная информация).

Реализация результатов работы. Полученные в диссертации ре-ультаты внедрены в-учебный процесс кафедры Автоматики и управле-яя КГТУ им. А. Н. Туполева при выполнении курсовых и дипломных простое. Разработанная методика синтеза САУ реализована в виде ком-пекса программ для ЭВМ IBM PC/AT и совместимых типов, внедрена в рактику авиационных КБ и используется при создании новой техники.

Апробация работы. Основные результаты и положения диссертаци-нной работы докладывались и обсуждались на I Республиканском на-чно-техническом семинаре молодых ученых и специалистов "Актуаль-ые вопросы использования достижений науки и техники в народном озяйстве" Сг.Казань, 1989г.), на VII Всесоюзной конференции "Уп-авление в механических системах" С г. Свердловск, 1990г.), на науч-ой конференции "Моделирование сложных механических систем" г.Ташкент, 1991г)„ на VI Четаевской конференции "Аналитическая еханика, устойчивость и управление движением" Сг.Казань, 1992г.), а -Украинской конференции "Моделирование и исследование стойчивости систем" С г. Киев, 1993г).

Публикации. По теме'диссертации опубликовано 15 печатных ра-¡от, включая патент ¡РФ, 7 авторских свидетельств, заявку на изоб-1етение с положительным решением о выдаче патента РФ, 5 тезисов [окладов научно-технических конференций, статью.

Объем и структура« работы. Диссертация состоит из введения, 'рех глав, заключения, списка использованной литературы из- 90 [аименований и 4 приложений на 27 страницах. Основная часть юложена на 118 страницах, содержит 12 рисунков и 15 таблиц.

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована актуальность вопросов, рассматриваемы: в диссертационной работе. На основании анализа современных программ создания МДПЛА сформулированы задачи научного исследования I цель работы, показана их практическая значимость. Приведен кратки! обзор существуюшдх методов синтеза САУ. В конце введения описанг структура работы и кратко изложено основное содержание диссертацш В первой главе решается задача выбора структурной схеш системы автоматического управления полетом МДПЛА. При разработке САУ - полетом большой практический интерес представляет решение задачи построения САУ при отсутствии непосредственной информацш по углам крена и тангажа. Такой подход позволяет исключить и: состава САУ гироскопические датчики этих сигналов, что даег возможность уменьшить массу и габариты бортового оборудования. I представляемой работе разработана такая САУ, структура которо! определяется соответствующими законами управления: - в канале руля высоты

^в = + Ч^у + 1*У ; Апу + - V ' С1:

- в канале руля направления

Тр+1

* ТР

<5„ = ¿,„0) + i,. -со - п , . (2.

н Шу- у Wy т , 4 у Пг z

- в канале элеронов

<5_ = -k^w + k/v.u - к,„Сш ~ Vr,3. СЗ:

3 СОу у СОх X у г г з

Здесь ¿Пу, - передаточные числа автомата руля высо-

ты, Дпу - изменение перегрузки вдоль нормали к траектории движение JIA, Adg- отклонение руля высоты от балансировочного положения Ch - h3) отклонение ЛА от заданной высоты полета, t^, ¿nz передаточные числа автомата руля направления, <5„ - отклонение рул. направления, nz~ боковая перегрузка, к^, к^, к^ - передаточны числа автб'мата элеронов, заданное значение угла рыскания, (5Э отклонение элеронов.

В режиме1 управления в канале элеронов применяется нелинейны закон управления вида

¿о = - к,,, ш + к* С sign <о DCUa - о> Зш + Ua , (4

3 Ш X СОу у (Cry 3 . у Шу у у '

благодаря которому можно повысить быстродействие переходны

цессов по крену С иэ - управляющий сигнал в канале элеронов 3.

Совокупность этих законов управления обеспечивает стабилиза-и управление угловым положением ЛА в пространстве относительно х осей и управление высотой полета.

Для работоспособности СЛУ предлагаемой структуры требуется :трая ликвидация скольжения при крене. САУ оказывается наиболее активной для ЛА с хорошо выраженными флюгерными свойствами. По-тьку сигнал по боковой перегрузке п2 эквивалентен сигналу по [у скольжения /3, введение его в закон управления С23 искусствен-повышает флюгерные свойства МДПЛА. Но при этом ЛА будет более (вержен действию ветровых возмущений, вызывающих резкое измене> угловой скорости о , что в конечном итоге приводит к возмуще-

у ш

) угла крена за счет действия перекрестного момента Мху«у. Для

'о, чтобы устранить это явление, наряду с сигналом соу использу-:я сигнал этой же угловой скорости, пропущенный через изодромное гно, характерная особенность которого заключается в том, что оно спускает только переменную составляющую входного сигнала, умень-? тем самым угловую скорость вращения ЛА относительно нормальной л. Постоянная времени изодромного эвена имеет небольшое значе-э, поэтому это звено не оказыват влияния на динамику системы в жимах стабилизации угла рыскания и при выполнении разворотов.

В законах управления С 33 и С 43 сигнал для ЛА с одной

эскостью симметрии компенсирует отсутствие информации о крене , так как Ьду ¡^-ш V/д.

Законы управления (1-43 позволяют построить малогабаритную У полетом МДПЛА, в составе которой отсутствует гировертикаль, рабатывающая сигналы, пропорциональные углам крена и тангажа.

При исследованиях управляемого движения ЛА используются обще-инятые модели продольного и бокового движения ЛА для режимов абилизации в окрестности опорного режима полета. При этом прини-,ются известные допущения, которые позволяют в дальнейшем сущест-«но упростить задачу синтеза системы управления в боковом движем. Так как задача управления боковым движением ЛА является наи-шее сложной иэ^за взаимосвязи движений рыскания и крена, то ее 1зделяют-на две-несвязанные между собой задачи:

13 стабилизация СустранениеЗ угла скольжения (3 и демпфирова-1е ЛА относительно нормальной оси с помощью руля направления;

23 управление углом рыскания и стабилизация крена с помощью гаронов, предполагая, что

■г ¿/3

(3-0, — = 0. С 5)

(И.

При расчете параметров САУ выбирается критерий качества функционирования системы управления в виде сложной интегральной квадратичной оценки

оо

3 = х*С1) + Т* х'СО + Т* хаСи] (й, , СВ)

о

где хСО = уСО - уСой - отклонение регулируемой величины уС от ее установившегося значения уСай. При этом весовые коэффициенты Т1 и Тг связаны с параметрами ? и шо желаемой кривой переходного процесса Сэкстремали), описываемой дифференциальным уравнением

хСО + 2*0) хси + &>гхси = 0. С7)

' о о

Если за счет выбора параметров регулятора обеспечить минимум критерия (6), то фактический переходный процесс по регулируемой координате будет максимально приближен к желаемому.

Для обоснования возможности синтеза САУ новой структуры были построены области устойчивости для управляемого бокового движения ЛА с; автоматом боковой стабилизации, когда движения крена и рыскания взаимосвязаны, а приводы руля направления и элеронов описаны дифференциальными уравнениями второго порядка. Анализ этих областей устойчивости, построенных для трех летательных аппаратов, различных по аэродинамическим характеристикам, показывает возможность выбора в широком диапазоне конструктивных передаточных чисел автомата боковой стабилизации. При этом сделана оценка влияния на области устойчивости каждого из передаточных чисел автомата. Так, например, выявлено, что на размеры областей устойчивости сильно влияет коэффициент демпфирования по угловой скорости а>х в канале элеронов. С ростом этого коэффициента области устойчивости сначала увеличиваются, а затем резко сокращаются из-за возникновения сильной завязки через коэффициент к^ движений рыскания и крена.

Вторая глава посвящена разработке методики синтеза оптимальных параметров системы управления. В связи с чем решается задача определения оптимальных передаточных чисел регуляторов САУ, обеспечивающих минимум интегрального критерия С6).

Оценку С6) можно выразить в виде явной функции соответствующих передаточных чисел, однако в этом случае условия экстремумг будут представлять собой довольно сложные выражения и нельзя заранее определить область существования искомого решения. Это сущест-

венно увеличивает объем вычислений при его поиске. Существует более простой путь определения оптимальных передаточных чисел регуляторов САУ, который был предложен и получил свое развитие в работах Л. Г. Романенко. При таком подходе учитывается связь коэффициентов характеристического полинома замкнутой системы с передаточными числами соответствующего регулятора и с динамическими коэффициентами ЛА. Тогда задача определения оптимальных передаточных чисел автоматов руля высоты и элеронов сводится к решению следующей задачи: для регулируемой величины yCt), изображение по Лапласу которой при внешнем единичном ступенчатом воздействии и нулевых начальных условиях имеет вид

Ь р + Ь 1

уСр) = -°-!---, (83

рв + ар4 + агр3 + аэрг + <г4р + ад р

где b * 0, требуется найти а^ Ci = 2,3,4), минимизирующие оценку С6) при выполнении условий устойчивости Гурвица и условий

а = v , а = и , С 9)

1 а п

где v и м - положительные параметры, значения которых определяются техническими требованиями к проектируемой САУ. Решив эту задачу, можно определить оптимальные передаточные числа регулятора, используя их связь с искомыми коэффициентами аг, аз, а .

Сформулированная задача решается методом геометрического программирования, как это было проделано в ранее опубликованных работах Л. Г. Романенко. Данная работа является дальнейшим развитием результатов, состоящим в минимизации более сложной интегральной квадратичной оценки.

Решение сформулированной выше задачи может быть получено на основе решения следующей задачи.

Задача 1. Для регулируемой величины yCU, изображение по Лапласу которой при внешнем единичном ступенчатом воздействии и нулевых начальных условиях имеет вид

b 1

YCp) = --:--;---, СЮ)

р + р + agp + а^р + а^р + ад р

требуется найти а^ Ci =2,3,4), минимизирующие оценку ю

J = J[x2Ct) + Т* x2Ct) + Т* хгШ + т" х гш] dt СИ)

о

при выполнении условий устойчивости Гурвица и условий С9).

Так как между коэффициентами характеристического полинома и

главными диагональными минорами определителя Гурвица хк'С1с = 1,5) существует взаимно однозначное соответствие, то более'простое решение поставленной задачи 1 можно получить в переменных х , х ,

_ 2 3

Х4< В этом случае вместо нелинейных вынужденных ограничений, f -представляющих собой условия, устойчивости Гурвица, будут' присутствовать только естественные ограничения хк > 0 С к = 2,3,4),' само значение оценки СИ) может быть представлено в виде

g Сх) = м_1х_1х + i/V^x"1 + v~l jj"zx2x"a + игу.~1у?уГ1 +

О 3 4 2 2 3 2 3 4

С 12)

+ TV'x X"1 + Т4х х" + Те Су х" + их х^х"1) .

1 3 4 224 3 13 2 3 4

а задачу 1 можно сформулировать как задачу геометрического программирования.

Таким образом, осуществлен переход от одной задачи геометрического программирования к эквивалентной, в которой определяются хк С к =2,3,4), доставляющие минимум целевой функции С12) при ограничениях

хк > 0 , к = 2,3,4. С13)

-. Определив оптимальные значения главных диагональных миноров определителя Гурвица хк С к =2,3,4), можно перейти к искомым коэффициентам характеристического полинома аг, аз, а, 'оптимальные значения которых вычисляют по формулам

У 1Л>36 6 б / fu6 б У цб 6 ' У \l6 б '

- _ ^ 13 4 _14 12 . 2 3

VF У У(5 6 У v6 6 У v6 6

2 2 3 3 4 1 4

У иб 6 V У цб 6 V У иб 6 V

а_ = Р 1 * + 1 * + -p=r , С14)

У б б У б б' У б б

2 3 3 4 1 4

3

vVvtf3 Уfv6z

а = 1 + 3 + IJI>~

*Уб 6 б У б б 6

2 3 4 1 2 4

где

1 х - у - 2Cz + t) <5. = - , б =

2С1 + х - у - z - 2t) г 2С1 + х - у - z - 2t)

■ ■ х - у - z - 2t х tf-'.= -- , <5

С15)

2С1 + х - у - z - 2t) 4 -2С1 + х - у - z - 2t) а параметры x,y,z,t являются корнями следующей системы алгебраических уравнений:

ху

(1— х - у - IV

Г

_г

Т* 1

[л - у

. ж Л 1 У____. А1 ^

СЛ£ т ~ V " £ ~ C.LJ

и

иТ2 '

хг

[х - у - 2Сг + иК1 - х - у - I) I = Сх - у - гиг .

Причем, искомое решение системы С16!) должно принадлежать области х>0; у>0; г>. О; 1>0; С17}

х + у + I < 1 х - у - 2 (г + и >0. Результаты, полученные выше при решении задачи 1, распространяются на случаи решения еще трех следующих задач: :

1. Задача 2 Ссформулирована выше для передаточной функции С8)). При этом в соответствующие максимизирующие уравнения (163

вместо Т®, Т*, Т® следует подставлять:

[тгг = "г+тг ■ га4 = + к > га* = [—| т*.

2. Задача 3. Для регулируемой величины Ь р2 + Ь р + Ь 1

_о**_1_*"__г_ .

УСр) =

р" + г^р* + агр3 + азрг + .Л4Р + ад р

где Ь * О, Ь * О,

х

при минимизации оценки ^ = ||хгСО + Т2 с!1 .

о

В данном случае в максимизирующие уравнения вместо Т® Т® нужно подставлять:

Т*,

г

И"

2Ь Ь

2 о «р г

• кг ■ ('

кг ■ И

ь + сь2

О I

2Ь Ь )Тг

г о

тг

У

1

3. Задача 4. Для регулируемой величины

Ьр3+Ьрг+Ьр + Ь -1

УСрЭ = -2-------,

р" + р" + агр3 + азрг + а^р + ад р

где Ь * О, Ь * О, Ь * О,

I 2 3

00

при минимизации оценки Ло = | хгС1)сИ .

о

В максимизирующие уравнения следует подставлять:

КГ'^Ч-гьл], КГ-^Ц^. КГ ■(-£)".

з ' г 1 *

где коэффициенты числителя передаточной функции Ь^.Ь^Ь завися* только лишь от динамических коэффицинетов ЛА.

В третьей главе на базе полученных характеристических полиномов разработана методика выбора оптимальных параметров САУ пр1 заданных законах управления боковым и продольным движением ЛА. ( помощь» этой методики проведен расчет передаточных чисел автоматов элеронов, руля направления и руля высоты для трех различны: конструктивных компоновок ЛА. Анализ полученных результатов расчета позволяет сделать вывод о конструктивности оптимальных параметров САУ для всех исследованных аэродинамических компоновок ЛА.

Результаты проведенногр моделирования показывают, что передаточные числа САУ, найденные в соответствии с предлагаемой методикой, обеспечивают переходные процессы по регулируемым координатам близкие к заданным. Однако, следует отметить, что для получения ] боковом движении переходных процессов, максимально приближенных 1 заданным, необходимо выбирать параметры канала руля направления з упрощенной модели движения, задаваясь по возможности наименыш временем регулирования по углу скольжения р. При этом наименьше* время регулирования по координате (3 будет определяться техническими возможностями реализации параметров канала руля направления. 1 этом случае мы максимально удовлетворяем допущениям С5), сделанны! при обосновании раздельного синтеза автоматов элеронов и рул: направления.

Было проведено исследование чувсвительности замкнутой систем! управления к изменениям передаточных чисел автомата управления бо ковым движением. Изменение соответствующих передаточных чисел ] диапазоне +-20У. от их номинального значения, что обычно соответ-

твует допустимому разбросу значений передаточных чисел регулято-ов в соответствии с техническим заданием на проектируемую САУ, не зменяет характер переходного процессу и не приводит к большим тклонениям фактического переходного процесса от заданного.

Для окончательного подтверждения функциональных возможностей редлагаемой структуры САУ, а также достоверности полученных ал-оритмов и предлагаемой методики проектирования САУ проведено оделирование полных нелинейных дифференциальных уравнений ространственного движения летательного аппарата с автоматом правления, структура которого отвечает законам управления С1-3). а рис. 1-3 представлены переходные процессы для математической одели самолета СУ-26, которые иллюстрируют удовлетворительную инамику замкнутой системы, свидетельствуют о приближении актических переходных процессов к заданным и тем самым одтверждают работоспособность разработанной САУ полетом МДПЛА.

Показано , что улучшение свойств разработанной САУ полетом озможно за счет применения нелинейного закона управления С 4) в анале элеронов Са.с. N 1802357), благодаря которому можно повы-ить быстродействие переходных процессов по крбну при.больших от-лонениях ЛА от установившегося положения равновесия, „что имеет

Рис.1 ¡г

Рис.2

Шу (град.) Y i ах, tfg-10-'-. öjj-10-1

7.5

5.0 ?.? }.0 2.5 5.0 : 7.5 Э.0 2.5 H 5.0

15 10

О -5' -10 -15 -20 -25

-30-

1.

' \ >

-V— —

G- -О — Ô- -

1 é 1 1 1 /

) '' /

* * * ► * -у

О о ■з» <> <>. <5Н

-*—- л л л ^

0.0

t(c)

5.0 10.0 15.0 20.0 25.0 30.0 35.0

Рис. 4

40.0

"y (град.)Г, V V10 ' áH-10"

7.5 n 15-

5.0 2.5 :

о.о :

-2.5 : •5.0 -7.5 0.0 2.5 5.0

10 ■ 5 ■ О • -5-10-15' -20 -25

-30'

•

* ' \ '...А. ^ J-т.

1 i "Н

-о— -Ô —( ■©-- ■Ö -о— < 1 в 1 /

1 ' 1 ? / 1 1 /

1 / / i ' 7 'tí /

|Г / " / * * * . * -у

ç> © ©_ >-® <5Э <5Н

в « « AAA. > 0 Wx

0.0 5.0 10.0 15.0 20.0 25.0 30.0 35.0 40.0

t(c)

место при управлении ЛА по командам оператора. Так, если 1Гэ * 0 и

со < созад, где созад = иэЛ,^ , то сигнал sign со Шэ - к,, со Зсо , игу у у ' СОу' - э у ву у у

рая роль положительной обратной связи, будет способствовать увели-ению крена и, следовательно, увеличению угловой скорости ш . Если же со > оозад при Us * 0, то знак сигнала sign со (Ifo - k„ со Deo

У У - У Шу у у

совпадает со знаком сигнала'"-кШусоу". В этом случае нелинейный сигнал действует как сигнал отрицательной обратной связи и способствует уменьшению крена, а, следовательно, и уменьшению угловой скорости При снятии управляющего сигнала Us = 0 сигнал -k^Csign wy3co® , играя роль отрицательной обратной связи, способствует быстрому возвращению ЛА в горизонтальное положение за счет дополнительного отклонения элеронов при больших значениях ш . При этом за счет выбора коэффициента к^ можно устранить перерегулирование по углу рыскания у в момент прихода ЛА в горизонтальный режим полета. На рис. 4 и рис. 5 приводятся графики переходных процессов по крену, соответственно, для законов управления С 33 и (43 для математической модели самолета СУ-26.

Приложения содержат иллюстративно-табличный материал, формулы для расчета коэффициентов уранений. движения ЛА, блок-схемы программ расчета на ЭВМ.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ

1. Предложена новая структура САУ полетом для МДПЛА, в состав которой не входят позиционные датчики" крена и тангажа, что позволяет уменьшить габариты, вес и стоимость САУ и в результате - повысить эффективность использования МДПЛА.

2. Построены области устойчивости для уравнений бокового движения ЛА с автоматом управления новой ' структуры, выявлено влияние параметров САУ на характер и величину этих областей. Выработаны рекомендации для настройки регуляторов, в частности по выбору коэффициента демпфирования в канале элеронов и по выбору передаточных чисел в канале руля направления.

3.- Получены эффективные алгоритмы оптимизации в виде новых характеристических полиномов для систем регулирования пятого порядка и на их основе разработана методика параметрического синтеза САУ. Предложенные характеристические полиномы являются обобщением существующих в теории автоматического регулирования известных стандартных форм, позволяют реализовать желаемый характер переходных процессов и требуемое время регулирования при не-

иной информации о векторе состояния объекта управления и с уче-ч расположения нулей передаточной функции регулируемой величины.

4. Разработаны алгоритмы и реализующей их , программный мплекс расчета оптимальных параметров САУ на основе минимизации эжных интегральных квадратичных критериев качёства, которые; песообразно примененять при синтезе систем управления ЛА и угими подвижными объектами.

5. На базе разработанной методики проведен расчет автоматов равления для различных аэродинамических форм ЛА с использованием лных математических моделей регуляторов с учетом динамики иводов.

6.' Предложен нелинейный закон управления в канале элеронов, зволяющий повысить быстродействие переходных процессов по крену и больших отклонениях ЛА от установившегося положения равнове-я, что имеет место при управлении ЛА по командам оператора.

7. Работоспособность САУ полетом предложенной структуры, а кже достоверность результатов расчета, полученных на основе зработанной методики синтеза оптимальной САУ7, подтверждаются зультатами моделирования с использованием полных нелинейных :фференциальных уравнений пространственного движения ЛА.

8. Предлагаемые алгоритмы синтеза просты, удобны в инженерной >актике КБ по авиационной технике и позволяют существенно сличить эффективность процесса проектирования САУ.

По теме диссертации опубликованы следующие работы:

1. A.C. N1272856 (СССР) от 22.07.86. Устройство определения данной высоты полета / КАИ; авт. изобрет. Романенко Л. Г. , Ьу-1й Л.А., Шилова H.A., Романенко Г.Л. - Заявл. 13.02.85, N 3858522.

2. A.C. N1468253 ССССР) от 15.11.88. Система стабилизации и фавления полетом беспилотного ЛА / КАИ; авт. изобрет. Романен-) Л.Г,, Суходольский В.Н. , Филюнин С.В., Шилова H.A. - Заявл.-,05.87, N4238060.

3. Гаясова С. И., Романенко Л. Г., Шилова Н. А. Синтез автомата эперечной устойчивости малоразмерного ЛА // Тез. докл. I Респуб-иканского науч. -техн. семинара молодых ученых и специалистов "Ак-уальные вопросы использования достижений науки и техникиL в ародном хозяйстве" - Казань, 1989. - с.38.

4.' A.C. N1505283 (СССР) от 1.05.89. Устройство для стабилиза-ии заданной высоты полета / КАИ; авт. изобр. Романенко Л.Г., Су-ай Л. А., Шилова Н. А., Романенко Г. Л. - Заявл. 23.11.87, N4369702.

5. Романенко JI. Г., Филюнин С. В., Шилова Н. А. Управление малоразмерными ЛА // Тез. докл. VII Всесоюзной конференции "Управление в механических системах" - Свердловск, 1990. - с. 90.1''

6. Романенко Л.Г., Филюнин С.В., Шилова Н. А. Синтез автомата боковой стабилизации малоразмерного ЛА // Тез. докл. науч. конференции "Моделирование сложных механических систем" - Ташкент, 1991. - с. 78.

7. Романенко Л. Г., Филюнин С. В., Шилова Н. А. Управление боковым движением малоразмерного ЛА // Тез. докл. Шестой Четаевской конференции "Аналитическая механика, устойчивость и управление движением"- Казань: КАИ, 1992. - с.107.

8. A.C. N1802357 (СССР) от 9.10.92. Автопилот / КАИ; авт. изобрет. Романенко Л. Г., Филюнин С.В., Шилова Н.А. - Опубл. 15.03.93. Бюл. N10.

9. A.C. N1825746 (СССР) от 13.10.92. Система управления боковым движением беспилотного МЛА / КАИ; авт. изобрет. Романенко Л. Г., Филюнин C.B., Шилова H.A. - Опубл. 07.07.93. Бюл. N25.

10. A.C. N1826781 ССССР) от 13.10.92. Автомат устойчивости беспилотного малоразмерного ЛА / КАИ; авт.изобрет. Романенко Л. Г. , Филюнин C.B., Шилова H.A. и др. - Эаявл. 13.05.88, N 4425664.

11. A.C. N1833003 (СССР) от 13.10.92. Способ стабилизации заданной высоты полета летательного аппарата и устройство для егс осуществления / КАИ; авт. изобрет. Романенко Л.Г., Филюнин С.В., Шилова H.A. - Эаявл. 15.02.90, N4792600.

12. Романенко Л.Г., Филюнин C.B. .. Шилова H.A. Об одном подходе к решению задачи оптимального синтеза автоматического управления полетом малоразмерного ЛА // Тез. докл. Украинской конференцш "Моделирование и исследование устойчивости систем" - Киев: 1993. -с. 30 - 31.

13. Патент РФ N2042170 Система управления боковым движение» беспилотного малоразмерного ЛА / авт. изобрет. Романенко Л. Г., Романенко Г. Л. , Шилова Н. А. - Опубл. 20.08.95. Бюл. N23.

14. Способ стабилизации заданного магнитного курса и устройство формирования сигнала отклонения от заданного магнитного курс; / авт. изобрет. Романенко Г.Л., Романенко Л.Г.,,. Шилова H.A. • Заявка на изобретение N94-010900/23C01P771) от 29.Р3.94 с решение! о выдаче патента РФ от 14.09.95.

15. Романенко Л. Г., Шилова Н. А. К задаче построения алгоритмов для оптимизации параметров систем автоматического управлени: // Изв. вузов. Авиационная техника. - 1996. - N2. - с.31-37.

Ши^

■¿-орда? 00x84 1/16. Бумага о<реетмая . Печать офсетная. . 1,0. Усл. печ.л. 0,53. Усл.кр.-отт. 0,9С. 7ч.-изд.л. С,37. Тарак 100. Заказ Р37

Г&занскхй государственны;! технипескгй университет им.А.Н. Туполева.

Ротапринт гаванского государственного технического университета игл.л.Н.Туполева. 420111,Казань"Даркоа, 10.