Диссертация (Теоретический анализ точностных характеристик движения пассажирского самолета с измерительно-вычислительным комплексом бароинерциального типа в режиме посадки), страница 14

4.12.а)Зависимость высоты (м.) от времени (с.).б) Зависимость угла атаки (град.) от времени (с.).136в)Зависимость угла тангажа (град.) от времени (с.).г) Зависимость скорости (м./с.) от времени (с.).г) Зависимость проденного пути (м.) от времени (с.).137г) Зависимость бокового смещения (м.) от времени (с.).Рис.4.12.

Требуемая траектория и программное управление посадкой4.5.2.1. Результаты моделирования БИНСДля моделирования используем следующие параметры датчиков ГИБ:ГИБПараметрыСмещения нуляПаспортныеФактическиезначениязначения10,9510,940,00010,00009810,9610,970,00010,000093(град/ч)ДУСМасштабныйкоэффициент (%)Неортогональностьдатчиков (рад)Смещения нуля(10-3g)ДЛУМасштабныйкоэффициент (%)Неортогональностьдатчиков(рад)138Шумы измерения датчиков БИНС: ДЛУ - СКО = 0.005м/с2, ДУС - СКО = 0.2град/часПериод съема информации ДЛУ и ДУС  изм  3мс;  обр.  9мс;  нав  18.На рис.4.13 представлено движение самолета по глиссаде и выравниванию сБИНС с различными погрешностями.Рис.4.13.

Зависимость высоты от времени при различных коэффициентахкалибровки БИНС- Коэффициента калибровки 1%- Коэффициента калибровки 5%- Коэффициента калибровки 10%- Коэффициента калибровки 0%1394.5.2.2. Результаты моделирования СВСНа рис.4.14 представлено движение самолета по глиссаде и выравниванию сразличными алгоритмами СВС.120H, м100Желаемая траектория80Высота полета по показаниям СВС_160Фактическое движение самолета4020t, с0-2005101520253035404550а)120H, м100Желаемая траекторияВысота полета по показаниям СВС_280Фактическое движение самолета604020t, с00510152025б)3035404550140120H, м100Желаемая траектория80Высота полета показаниям СВС_360Фактическое движение самолета4020t, с001020304050в)120H, м100Желаемая траекторияВысота полета по показаниям СВС80Фактическое движение самолета604020t, с0-2001020304050г)Рис.4.14.

Движение самолета с СВСна рис 4.14.а: СВС_1 - измеренная высота по показаниям фактического давления вдатчике СВС с коррекцией по углу обтекания ПВД (статическое давлениеопределенно в канале статического давления ПВД с компенсацией искаженийдавления из-за ненулевых углов обтекания ПВД (Δ1Pст));на рис 4.14.б: СВС_2 -измеренная высота по показаниям фактического давления вдатчике СВС с коррекцией экранного эффекта (статическое давление определеннов канале статического давления ПВД с компенсацией искажений давления из-завлияния экрана (Δ3Pст));141на рис 4.14.в: СВС_3 - измеренная высота по показаниям фактического давления вдатчике СВС (статическое давление определенно в канале статического давленияПВД при наличии динамических искажений);на рис 4.14.г: СВС – измеренная высота по показаниям давления в датчике СВС скомпенсациейискажений(статическоедавлениеопределенновканалестатического давления ПВД с учетом суммарной компенсации искажений).Максимальная погрешность измерения высоты полета СВС (с учетомсделанных допущений):+ ИВК на основе СВС_1: 8.35м;+ ИВК на основе СВС_2: 9.61м;+ ИВК на основе СВС_3:10.45м;+ ИВК на основе СВС: 7.86м.Большойразбросмеждуфактическойвысотойполетаивысотойопределенной с помощью ПВД в основном из-за не нулевого угла обтеканиясамолета, экранного эффекта места установки ПВД, диаметра отверстия на корпусеПВД и длины проводки канала статического давления.1424.5.2.3.

Результаты моделирования бароинерциального ИВККомплексное моделирование работы всего контура управления с ИВК разнойкомплектации производится на языке С++ и наиболее характерные графикиреализации работы системы автоматической посадки по высоте представлены нанижеприведенном рис.4.15.120Н, мЖелаемая траектория100Высота полета по показаниям СВС80Фактическое движение самолета604020t, с005101520253035404550-20а)120Н, мЖелаемая траектория100Высота полета по показаниям БИНС80Фактическое движение самолета604020t, с0051015202530б)35404550143120Н, мЖелаемая траектория100Высота полета по показаниям ИВКФактическое движение самолета80604020t, с005101520253035404550в)Рис.4.15.

Графики траекторий посадки по высотегде: с ИВК (только на основе СВС)-рис 14.ас ИВК (только на основе БИНС) – рис 14.бс ИВК (на основе комплексирования измерения БИНС и СВС в ДФК)- рис 14.вМаксимальная погрешность измерения высоты полета самолета (с учетомсделанных допущений):+ ИВК на основе БИНС: 4.14 м+ ИВК на основе СВС 7.86 м+ ИВК на основе (БИНС-СВС): 2.45 мПараметры самолета на момент касания ВПП:Момент времени касания (сек.) с глиссады……………………..43.3Траекторная скорость (м./сек.)……………………………………68.157Вертикальная скорость (м./сек.)(знак указывает направление)…………………………………….- 0.0041Угол атаки (град.)…………………………………………………... 10.32Угол тангажа (град.)………………………………………………...

9.727Угол отклонения руля высоты (град.)…………………………… -10.858Угловая скорость по оси Z (рад./сек.)…………………………..... 0.208144Пройденный путь (м.) рассчитанный от начала глиссады ……...2926Пролет начала ВПП (м.)…….……………………………………...126В настоящее время практически используются три различных приема оценкипогрешности измерений:- указание максимальной погрешности, встретившейся в произвольноограниченном ряду измерений. Это значение является очень неопределеннойхарактеристикой точности измерения.- указание среднеквадратической погрешности ряда измерений или ее удвоенногоили утроенного значения. Это значение в отличие от максимального значенияявляется уже более устойчивой величиной.указаниедоверительнойпогрешности(доверительныйинтервал),соответствующей определенному значению доверительной вероятности.

Этозначение является достоверной характеристикой погрешности измерений.В работе проведен многократное моделирование (100 экспериментов) дляоценки точности движения самолета в точке касания ВПП. Различные вариантымоделирования имели различные варианта калибровки БИНС (СКО ДЛУ от 0 до0.005м/с2, СКО ДУС от 0 до 0.2 град/час), интенсивности ветра (от 0 до 5 м/с) ивариации давления атмосферы (СКО от 0 до 13 мм.рт.ст).

На рис.4.16 приведенораспределение вероятностей оценки точности движения самолета в точке касанияВПП. Более чем 100 экспериментов не влияет на значение вероятности.p, %1009080706050403020100∆H, м00.511.522.53Рис.4.16. Распределение вероятностей оценки точности движения самолета вточке касания ВПП145где ∆H= отклонение фактической высоты полета от оценки высоты на основеИВК в точке касания ВПП.Из графика видно, что доверительный интервал погрешности в точке касания ВППравен ±2.45 м, соответствующий значению доверительной вероятности 0.99.Таким образом, совместная работа измерений высоты СВС и БИНСобеспечивает погрешность измерения высоты меньше допустимой погрешности, иследовательно в перспективе обеспечивает автоматическую посадку самолета вавтономном режиме с ИВК (БИНС-СВС).1464.6.

ВыводыРазработанные модели контура управления позволяют оценивать точностьдвижения самолета на этапе посадки при движении в автоматическом режиме сИВК (БИНС+СВС).Разработанная математическая модель турбулентности с параметрамиизложенными в главе 2 позволяет обосновано моделировать обтекание самолета ираспределения давления в трубопроводах ПВД и датчике давления в СВС.Полученные в данной работе результаты позволяют оценивать влияниепараметров характеристик СВС с ПВД на точность движения самолета. Показано,что динамическое искажение, влияние экрана и искажение по углу обтеканиясущественно влияют на погрешности измерения высоты полета самолета и какследствие на точность движения самолета.

И для повышения точности движениясамолетацелесообразноиспользоватьприведенныйалгоритмсовместнойобработки измерений по оценке высоты в ИВК (БИНС+СВС).Применение разработанной модели позволило решить задачу нахожденияместа установки ПВД, оптимизации характеристик ПВД, а также расчетпогрешностей измерения высоты в СВС. Расчетные значения погрешностей Δ1pст,Δ2pст, Δ3pст и динамических искажений позволяют спрогнозировать погрешностиоценки pст в СВС программно в БЦВМ СВС и реализовать их компенсацию.147ЗАКЛЮЧЕНИЕВ результате проведенных исследований получены следующие основныевыводы и результаты:1.Реализованапрограммнаямодельвзаимосвязиточностидвиженияпроектируемого самолета в режиме посадки с характеристиками воздушногопотока, параметрами приемного тракта измерения статического давления в ПВДСВС (ИВК), параметрами БИНС и алгоритмом совместной обработки сигналов вИВК минимального состава (БИНС и СВС).2.

Найдена наилучшая модель турбулентности для моделирования обтеканиясамолета на основе сопоставлении рассчитанных по построенным моделямаэродинамическиххарактеристикидоступныхэкспериментальныхаэродинамических характеристик (погрешность менее 6%).3. Реализована проверка применимости модели турбулентности для описанияраспределениядавленияво внутренних каналахПВДСВС.Результатысопоставления показали, что принятая модель турбулентности дает сходимостирасчетных и экспериментальных характеристик распределения давления не толькодля случая внешнего обтекания самолета, но и установления давления втрубопроводе ПВД СВС.4.

Полученные математические модели позволяют исследовать влияния параметровПВД на точности измерения статического давления в ПВД СВС. В следствие этого,можно формализовать этапы процесса разработки ПВД с требуемыми точностнымихарактеристиками измерений на первоначальном этапе разработки самолета (ИВК).5. Разработан алгоритм и реализовано численное решение задачи нахождениянаиболее целесообразных областей размещения ПВД, на основе расчетапогрешностей в статическом режиме полета в зависимости от углов атаки искольжения, скорости и т.д.148- Получена расчетным путем модель динамики измерения pст в СВС.- Рассчитанные значения статических погрешностей Δ1pст, Δ2pст, Δ3pст и моделидинамических искажений позволяют спрогнозировать итоговые погрешностиканала Pст ПВД в СВС и, при недостаточной точности, программно в БЦВМреализовать компенсацию статической погрешности и искажений.6.

Количественные оценки полученной из моделей влияния на погрешностиизмерения высоты показывают что:- динамическое искажение, влияние экрана и искажение по углу обтеканиясущественно влияют на погрешности измерения высоты полета самолета(максимальная погрешность ∆H≈8.54м).- для обеспечения точности движения самолета целесообразно использоватьприведенный алгоритм совместной обработки измерений БИНС и СВС.- совместная работа на основе ДФК с СВС и БИНС обеспечивает определениевысоты полета в режиме посадки, в этапе выравнивания и касания с ВПП (вусловиях приятых допущений).7. Предложена методика расчета распределения давления по корпусу ЛА ипараметров ПВД отличающаяся от существующих:Использованием комплекса расчетным путем получаемых математическихмоделей,адекватностькоторыхподтвержденасравнениемрезультатовмоделирования и частично доступных результатов аэродинамических испытаний;Выбором модели турбулентности «k-ω SST» при использовании пакетов программтрехмерного моделирования течений жидкости и газа, где определены константымодели турбулентности;ВыборомгеометрическихпараметровПВДнаосновепроведенныхисследований, основанных на результатах математического моделирования понайденным математическим моделям.149СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ1.

Павлов Н.В., Джурасович П.Д. Инерциальные навигационные системы:современное состояние и перспективы применения. ФГУП «ГосНИИАС», 2010,135с.2. Алексеев Н.В. Бортовые средства измерения высотно-скоростных параметровЛА. Изд-во МАИ, 2003, 47с.3. Кандауров А.П., Милевский В.И., Поляков И.Н. Пилотажно-навигационныекомплексы и цифровые системы управления ЛА. Изд-во МАИ, 1989, 65с.4. Воробьев В. Г., Глухов В. В., Кадышев И.