Диссертация (Теоретический анализ точностных характеристик движения пассажирского самолета с измерительно-вычислительным комплексом бароинерциального типа в режиме посадки), страница 13

  v корр) dt .tkВ работе рассмотрен типовой набор характеристик параметров ошибокгироинерциального блока средней точности и типовой набор погрешностей. Длясопоставления получаемой точности рассмотрена нулевая погрешность начальнойвыставки.Результаты моделирования работы БИНС указаны в [4.5.2.1].4.4.3. Алгоритм работы СВСДля сопоставления точностей работы подсистем ИВК погрешность оценкидавления и температуры у Земли нулевая.

При необходимости учета фактическихпогрешностей алгоритмических проблем нет.В работе рассмотрен алгоритм вычисления в СВС аэрометрическихпараметров, соответствующий схеме рис.4.7:126Алгоритм аэрометрического метода измерения высотно-скоростных параметров:TпT0TVpстПВДpд=pп-pстpпMHp0α ,βРис.4.7. Схема алгоритма СВСПри измерении давления имеют место следующие источники погрешностей: погрешность преобразования выходного сигнала датчика давлении ввиде периода следования импульсов в двоичный код в вычислительнуюмашину; нестабильность градировочной характеристик датчиков; погрешность алгоритма вычисления высотно-скоростных параметров;Кроме выше указанных, погрешность измерении статического давлениязависит еще от места установки ПВД, диаметра и длины проводки ПВД, а также отзапаздывания давления в проводке статического давления.На рис.4.8 представлена геометрия ПВД.Рис.4.7.

Многофункциональный ПВДДлина трубопровода от отверстии pст до чувствительного элемента датчикадавления равно 30 см (датчик давления генераторного типа находится сразу подобшивкой корпуса самолета). Внутренний диаметр трубопровода 0.4 cм.В раннее главе 3 при моделировании ПВД такжебыла разработанадинамическая модель изменения давления в каналах измерения pст ПВД. Для учетадинамики измерительных процессов в ПВД (и СВС в целом) в работе проведено128построение модели искажений pст(t) в форме дискретного разностного уравнения.Разностное уравнение (для случая длины трубопровода lпрвд= 30 см):стпвд () − 0,464стпвд (− 1) = 0,538= 1 ÷ 120;ст (−− 1)= 1;Разностное уравнение (для случая длины трубопровода lпрвд= 150 см):стпвд (= 0,295) − 1,248ст (−стпвд (− 1) + 0.393− 1) − 0.151ст (= 1 ÷ 120;−стпвд (− 2)− 2)= 2;где: T0 - тактовый шаг по времени; k=t/T0 - дискретное время; d=τ/T0 – величиначистого запаздывания.Расчетные значения погрешностей Δ1Pст, Δ2Pст и динамических искаженийпозволяют спрогнозировать погрешности pст в СВС.В реальных ситуациях учет ненулевых начальных погрешностей выставкидавления, температуры и БИНС не вызывает затруднений.4.4.4.

Алгоритм комплексной обработки измерений для оценки высотыполетаТак как определение высоты полета H и вертикальной составляющейскорости Vy по показаниям инерциальной системы является неустойчивымвычислительным процессом на относительно длительных интервалах времени(больших 10 минут [33]), для обеспечения точности управления движениемсамолета используем способ, основанный на совместной обработке измеренийинерциальной системы ay и СВС HСВС - алгоритм бароинерциального фильтра.Алгоритм реализуем как дискретный фильтр Калмана (ДФК) (подобно [33]):129^^ ^X=Ф×X+B×U+K×(Z-H×(Ф×Xn-1n-1 +B×U n-1 ));n,n-1n-1nnn,n-1 n K =S ×H T ×(H×S ×H T +R) -1 ;n n n Pn =(E-K n ×H)×Sn ×(E-K n ×H) T +K n ×R×K Tn ;TTSn =Ф n,n-1×Pn-1Ф n,n-1 +Г×Q×Г ,где^Xn – оценка вектора состояния фильтра X на n-ом интервале времени;Un1 – значение вектора управления U на(n-1)-ом интервале времени; Zn – значениевектора измерений Z на n-ом интервале времени; Фn,n1 – значение переходнойматрицы состояния Ф на n-ом интервале времени; B – матрица коэффициентовуправления; H – матрица наблюдения; Г – матрица весовых коэффициентов дляформирующих шумов; R – матрица интенсивностей измерительных шумов; Q –матрица интенсивностей формирующих шумов; Pn, Pn1 – априорная ковариационнаяматрица на n-ом и (n-1)-ом интервале времени; Sn – апостериорная ковариационнаяматрица на n-ом интервале времени; K n – коэффициент усиления фильтра на n-оминтервале времени.Для комплексирования СВС и БИНС в данной работе считаем, что векторсостояния фильтра имеет вид: X   H СВСVyT a у  ,HСВС - измеренная высота от СВС;где: аy - вертикальное ускорение от БИНС;Vy - вертикальная скорость ;В работе проводится анализ точности движения самолета с ИВК присовместной работе СВС и БИНС с алгоритмом, реализуемым в форме фильтра(рис.4.9):130СВСБИНСРис.4.9.

Функциональная схема измерения высоты в бароинерциальном ИВКH изм -измеренная высота от СВС;а y - оценка вертикального ускорения от БИНС;где:Ĥ- оценка высоты по фильтру;ˆ -оценка вертикальной скорости по фильтру;VyΔаˆ y - оценка ошибки измерения вертикального ускорения;PH изм (0)-дисперция шумов измерения высоты СВС;Pay (0)-дисперция погрешности оценки вертикального ускорения БИНС;Для выбранного вектора состояния фильтра, модель процесса и модельизмерения в непрерывном виде описываются следующими уравнениями:X a  X  U  ξ x ;Z  H  X  ξz ,гдеξ x - вектор шумов входных воздействий; ξ z - вектор шумов измерений;0 1 0a  0 0 1  - матрица состояния системы.0 0 0131При синтезе алгоритма фильтра было принято, что шумы входныхвоздействий ξ x и шумы измерений ξ z являются независимыми центрированнымигауссовыми дискретными белыми шумами.Дискретные модели процесса и измерения представляются следующимобразом:X i  Ф  X i 1  B  U i 1  Г  ξ ix1 ;Z i  H  X i  ξ iz .Вектор управляющих воздействий в структуре ДФК в данном случае имеетвид[76]: U   0 a y 0  ,где ay - сигнал вертикального ускорения из БИНС, содержащий шум xМодель измерений строится на основе сигналов СВС:Z   ( H СВСгдеT0 0 ,HСВС - выходной сигнал СВС (высота), содержащий шумHTМатрица наблюдения имеет вид: H  1 0 0  .Переходная матрица состояния в данном случае имеет следующий вид:1 Ф  0 10 0где2 2  ,1  - шаг дискретизации (счета) фильтра,    нав.

.Матрицы весовых коэффициентов управления имеет вид:132 2В  diag  ,  ,20 .Матрица весовых коэффициентов формирующих шумов имеет следующий 2Г  diag   ,   , 0  . 2вид:Начальное значение априорной ковариационной матрицы зависит от СКОвертикальных навигационных параметров: P0  diag ( H2  ay2 0)В работе получена из моделирования процессов в СВС и БИНС на участке посадкиСКО  H =2.62 , ay =0.003 . Влияние исходных характеристик случайных процессовизм Hизм на время установления минимальной ошибки Hизм =2.62 показано на рис.4.10.10СКО_Н, м987654321t, с002СКО_Н=1046СКО_Н=58СКО_Н=31012СКО_Н=3Рис.4.10. Зависимость СКО по высоте (м) от времени (с)4.5.

Результаты моделированияВ данном разделе проведена оценка точности движения самолетабароинерциальной системой в процессе снижения по глиссаде и выравнивании.1334.5.1. Описание режима посадки самолетаУгол наклона глиссады по отношению к горизонту невелик и для различныхаэродромов лежит в пределах θ = 2°÷10°Выравнивание самолета начинается на высоте примерно 30 м, что совпадаетс началом ВПП.

Далее начинается парирование сноса самолета и приземление, но взадаче моделирования боковым движением пренебрегаем, так как оно призванотолько скомпенсировать стохастическое воздействие среды. Гораздо большийинтерес представляет процесс продольного движения самолета.На рис.4.11представлены этапы приземления самолета.Рис.4.11. Этапы приземления самолета.На процесс посадки накладываются достаточно жесткие ограничения, вособенности на его завершающий этап – касание взлетно-посадочной полосы. Этосвязано с тем, что чрезмерные перегрузки и отклонения по углам недопустимо ибольше отклона от точки касания ВПП.Требования к параметрам самолета на всем протяжении посадки:Вертикальная скорость – не более 4 метров в секунду.Угол атаки – не более 15°Отклонения рулей высоты - не более ± 20°134Требования к параметрам самолета в момент касания:Вертикальная скорость – не более 0,6м/с.Время до касания ВПП – не более 60 секунд (с высоты 100м).Угол тангажа – от 0° до 10°Отклонения рулей высоты - не более ± 20°4.5.2.

Оценка точности движении по высоте в режиме посадкиВ данном разделе приведены результаты моделирования движения самолетав контуре управления с использованием бароинерциального ИВК.Посадка характеризуется следующими параметрами:-Высотой начала снижения – 100 метров.-Углом наклона глиссады – 2.5 градуса.-Высотой начала выравнивания – 30 метров.Точка касания ВПП находится в диапазоне от 2800м до 3400м.Начальное состояние самолетаТраекторная скоростьV = 70.0 м./с.Угол атакиα = 8.8 град.Угол скольженияβ = 0.0 град.Угловая скорость по оси xω x= 0.0 град./с.Угловая скорость по оси yω y= 0.0 град./с.Угловая скорость по оси zω z= 0.0 град./с.Угол кренаγ = 0.0 град .135Угол курсаψ = 0.0 град .Координата по оси xXg = 0.0 м.Координата по оси yYg = 100 м.Координата по оси zZg = 0.0 м.Требуемая траектория и программное управление посадкой (снижения ивыравнивания), полученные от решения задачи балансировки и оптимальноговыравнивания, показана на рис.