Диссертация (Разработка адаптивного алгоритма автоматического управления посадкой пассажирского самолета на основе антропоцентрического подхода), страница 9

III-7. Графики изменения фазовых координат и управляющих воздействийсамолета по времени (с)71Рис. III-8. Трехмерная графика выхода на глиссаду снижения (траектории из двух точек Н1 и Н2): линия с круглымиточками – траектория из точки Н2; нормальная – траектория из точки Н172Рис. III-9. Трехмерная графика выхода на глиссаду (траектории из двух точек Н1 и Н2) 2 типов пассажирскогосамолета: линии с круглыми точками – траектории полета самолета 1; жирные линии – траектории полетасамолета 2; толкая линия – глиссада снижения73III.4. ВыводыВ работе проанализировано влияние уровня зашумления ξ(t) входных данных(траектории) и начальных значений K0 на работу алгоритма поиска параметров k1÷k7критерия оптимального наведения самолета на глиссаду J по экспериментальнымтраекториям xэксп(t) и uэксп(t).

Показано малое влияние этих факторов на итоговуюоценку параметров k1÷k7 найденного критерия J (см. в приложении II даннойработы).74ГЛАВА IV – ММ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ ЛЕТЧИКА ПРИ НЕЭНЕРГИЧНЫХМАНЕВРАХ (ДЛЯ ДВИЖЕНИЯ ПО ГЛИССАДЕ И ВЫРАВНИВАНИЯ) ИАВТОМАТИЧЕСКОЕ ОПТИМАЛЬНОЕ УПРАВЛЕНИЕ ВЫРАВНИВАНИЕМСАМОЛЕТАIV.1. ММ деятельности летчика при неэнергичных маневрах самолетаПри описании незначительных отклонений от стационарного движения(движения по глиссаде) используется модель управляющей деятельности летчика вформе компенсационного слежения, в которой отклонение руля высоты задаетсявыражением:  в (t )   в.бал , 3 (t )   в.стаб (t ).

Здесь в модели:  в.бал , 3 (t ),  в.стаб (t ) – егобалансировочное значение и компенсационное отклонение соответственно. Этамодель характеризуется простотой (квазилинейная) и определяется с достаточнойстепенью точности параметрами TD, Tl, τ, Kстаб [15,140]: h1 (t )  h(t )  hбал , 3 (t );T1d ( в.стаб (t )) d (h1 (t   ))  в.стаб (t )  Kстаб TD h1 (t   )  ,dtdtгде Kстаб – коэффициент при стабилизации глиссады рулем высоты; h(t ), hбал , 3 (t ) –фактическое и балансировочное значения высоты полета в момент времени tсоответственно.В работе эта модель в модифицированном виде использована и длямоделирования процесса выравнивания.При этом с высоты ниже Нвыр до касания ВПП: в (t )   в.бал, 3 ,hH   в. упр (t ); h2 (t )  h(t )  H выр ;вырT1d ( в.

упр (t ))dt d (h2 (t   ))  в. упр (t )  K у TD h2 (t   )  ,dtгде Kу – коэффициент усиления, выбираемый летчиком (рассмотрен весь диапазонKу от 0.075 до 3.0 (рис. IV-6));  в.бал , 3 ,hHвыр– балансировочное значение отклоненияруля высоты на Нвыр; ∆δв.упр(t) – значение выравнивающего отклонения руля высоты.75hгввhhгОвx, t в.бал , в.бал , , Нг в (t ) в (t )  в.стабhгhвырН выр в.стабгН вырОвф.тл.г.hг (t )hвhг (t )  hг .бал ,г (t )  hг (t ) в.бал , в (t )   в.бал, (t )   в.стаб (t )hв.бал ,гг в.касhвгБалансировкагХ касoЗаданаСтруктурамоделилетчикаАнализ траекторийкомпенсационного слежения(периодически)Wв .стаб / hг ( s )  K стабТ D .s +1  seТ l .s +1TD , Tl , Определение параметровмодели летчика методомнаименьших квадратовMSFWв .

упр / hв ( s )  K уТ D .s +1  seТ l .s +1 в (t )   в.бал , , Н (t )   в. упр (t )гвырАлгоритм моделированияручного выравнивания самолетаРис. IV-1. К выявлению динамической характеристики ММ летчикаKуx, t76Параметры модели TD, Tl, τ для конкретного летчика в сложившихся условияхмогут быть выявлены на борту на тестовых участках глиссады методамипараметрической идентификации [15,140].При поиске параметров модели летчика использовался алгоритма MSF [15]. Врезультате поиска постоянные времени летчика TD, Tl могут принимать значения впределах TD=0.1÷5 с; Tl=0.01÷0.5 с и τ=0.1÷0.3 с [15,16,140].IV.2. Алгоритм деятельности летчика при ручном выравниванииПри ручном управлении выравниванием летчик работает в замкнутом контуреуправления. Анализ законов управления тягой и рулем высоты [140], реализуемыхлетчиком в ручном режиме посадки, показал, что общим для всех посадок являетсязакон изменения угла тангажа ϑ от высоты, близкий к экспоненте (рис.

IV-2, кривая1,). Это обусловлено, по видимому, тем, что летчику удобней реализовать линейнуюзависимость отклонения руля высоты от высоты полета, что и ведет к экспонентеϑ(h).Рис. IV-2. Изменениеугла тангажа взависимости отвысоты полета12hНа рис. IV-3 показан закон управления рулем высоты для получения близкогок экспоненте изменения угла тангажа при выравнивании.При высоте h>Нвыр, соответствующей снижению по глиссаде, отклонение рулявысоты равняется балансировочному значению этого режима полета:δв=δв.бал.77При высоте h<Нвыр отклонение руля высоты изменяется пропорциональновеличине (Нвыр – h) по следующему закону: в   в.бал   в ; в   K у . H выр  h  .где h – фактическая высота; Kу – коэффициент усиления, выбираемый летчикомадаптивно, исходя из решения о начале выравнивания; Δδв является добавкой.вРис. IV-3.

Отклонение руля высоты взависимости от высоты: δв –отклонение руля высоты; δв.кас –отклонение руля высоты в моменткасания; Нвыр – высота началавыравнивания; δв.бал – балансировочноеотклонение руля высоты при снижениипо глиссадеΗ вырhв. бал в. касВ случае ручного режима существуют удобные для летчика реализациипосадки различные законы управления тягой двигателей от высоты выравниваниядо касания ВПП самолетом [15,140]:11.

тяга пропорциональна высоте полета  RT  ;2. тяга равна константе (балансировочному значению на высоте начала2выравнивания Нвыр)  RT  ;3. тяга равняется 10% возможной максимальной тяги (режим малого газа) R ;3T44. тяга равняется нулю (двигатель полностью отключен)  RT  ;7855. тяга отключается при положительном наклоне траектории (θ>0)  RT  .Каждый из этих законов может оказаться целесообразным в зависимости отскладывающей обстановки, фактических параметров летчика и ЛА, и выборпроизводится исходя из анализа в реальном времени на борту ЛА в каждом вариантемаксимально допустимой для летчика ошибки в оценке высоты выравнивания:∆Нвыр.Итак, блок-схема контура ручного управления летчиком движением самолетапри выравнивании имеет вид:δT.балНвырЗаконы изменения тяги  RTi Δh2(t)δТ(t)T s  1 ∆δв.упр(t)Ky DСАМTl s  1δв.балАлгоритм (t )h(t)балансировки :f(h)Нвырг 3 ; Н выр ; Vтр h(t)НвырРис.

IV-4. Блок-схема контура ручного управления: θ – угол наклонатраектории; САМ – самолетIV.3. Ограничения на вектор состояния самолета в момент касания ВПППоскольку терминальные условия благополучной посадки (вектор состоянияЛА в момент касания ВПП) лежат в определенных диапазонах (рис. IV-5), то этоявляется основанием для выстраивания допустимых трубок посадочных траекторийвокруг желаемой, в которых нужно учесть как возможные изменения в состоянииЛА в момент касания ВПП (проблемы с шасси, состояние механизации крыла и79т.д.), так и объективное состояние летчика (фактическую динамику летчика какрегулятора), а также разброс состояния воздушной среды.Определяющим в маневре посадки самолета является момент контакта сземлей, который должен осуществляется при строго заданных значениях фазовыхкоординат [11,13,105-133,140] таких как:- Угол тангажа в желаемый момент касания должен лежать в пределах от 2º до9º.

Нижний предел необходим для того, чтобы переднее колесо самолета стрехколесным шасси не прикоснулось к земле первым. Наличие верхнего пределапредотвращает соприкосновение хвостовой части самолета с поверхностью земли;- В течение всего этапа приземления угол атаки самолета не долженпревышать критической величины. Для рассматриваемой задачи критическоезначение угла атаки принято равным 12º;- Положение руля высоты, который управляет продольным движениемсамолета, ограничено механическими упорами. В рассматриваемой задаче принятыкрайние положения руля высоты -30º и +30º.Таким образом, в момент касания ВПП (рис. IV-5) самолет не долженвыходить за следующие ограничения по безопасности соприкосновения с полосойаэродрома:1. вертикальная скорость (м/с): -3.6≤Vвер.кас≤0;2.

траекторная скорость (м/с): 55≤Vкас≤90;3. угол тангажа: 2º≤ϑкас≤9º;4. угол атаки: αкас≤12º;5. положение руля высоты: -30º ≤δв(t)≤ 30º;6. воздушная посадочная дистанция (расстояние до точки касания от порогаВПП, над которой начинается выравнивание) (м): 100≤Xкас≤800;80hН выр.макТраекториявыравниванияН выр.оптН выр.допН выр.минг.V х.кас3Oкас.макп.о.л.г.°V вер.касХ кас.минПролетХ касх,tV касХ кас.допкасθкаскас.минαкасХ кас.минРис. IV-5. Касание ВПП самолетом:Xкас – точка касания; Vвер.кас – скорость снижения (вертикальная скорость);Vкас – траекторная скорость; Vгор.кас – горизонтальная скорость; ϑкас – уголтангажа; αкас – угол атаки; θкас – угол наклона траектории; Нвыр – высота началавыравнивания; θгл – угол наклона траектории на глиссаде; Vсни – скорость поглиссаде; Lвыр – пролет в выравнивании; tвыр – время выравниванияIV.4. Алгоритм выбора оптимальной высоты начала выравнивания на основеантропоцентрического принципаОчевидно, что разные законы управления тягой RTi , i  1,5 и высоты началавыравнивания Нвыр приведут к завершению посадки с разными показателями потактико-техническим требованиям в момент касания ВПП.