Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 3 (2004) (1151999), страница 31
Текст из файла (страница 31)
В связи с этим дальномер будет измерять расстояние до упрежденной точки поверхности, расположенной в стороне от направления пол6- та, что может оказаться весьма опасным при выполнении профильного пол6та. При отсутствии развязки антенны РПС от угловых колебаний ЛА необходимо увеличивать минимальное значение Н, и вводить дополнительное ограничение на углы крена в процессе полбта самолбта.
Анализ чувствительности ИВС к точности измерителей„ выполненный для (24.6)-(24.8) по методике, которая была рассмотрена в 18.5 ~46], позволяет получить соотношение Н, А =Ы (Аф — Аа — ' АЧ ). а в Ч~1 а у Здесь Аь — ошибка формирования параметра рассогласования (24.7), обусловленная ошибками измерений угла атаки Аа, скорости самол6та АЧ, и угломера Жр. Исследование Аз в реальном диапазоне ошибок измерений Аа, АЧ, и А<р дает возможность прийти к заюпочению, что наибольший вклад в него вносит ошибка измерений Аа.
Для уменьшения влияния этой ошибки целесообразно использовать специальные процедуры оценнвания угла атаки по тем или иным алгоритмам фильтрации. В рассмотренной ИВС (рис. 24.7) эта задача решается специальным устройством оценивалия угла атаки (УОУА) по результатам измерений а и 9. В заключение отметим, что основными направлениями развития РЭСУ МВП являются: совершенствование (оптимизация) алгоритмов траекторного управления ЛА, основанное на применении более сложных, комбинированных законов формирования параметров рассогласования с использованием существенно большего объема информации от датчиков различной физической природы; использование органов непосредственного управления подъ6миой силой (НУПС), позволяющих существенно сократить время реакции самолета на отклонение рулевых органов (п.
5.2.1); применение РПС миллиметрового диапазона, дающее возможность обнаруживать малоразмерные препятствия (отдельные группы деревьев, линии электропередач и т.д.) и повышать точность измерения дальности до препятствий и углов поворота антенны. 24.4. ОПТИМИЗАЦИЯ АЛГОРИТМА ТРАЕКТОРНОГО УПРАВЛЕНИЯ МВП ПРИ ПРОФИЛЬНОМ ПОЛЕТЕ Целью оптимизации является получение более адаптивного алгоритма траекторного управления МВП в вертикальной плоскости, при пол6те над малопересеч6нной местностью, что позволит снизить мини- 6 — 3 з78 мальную требуемую высоту полета и повысить его безопасность. Процедура оптимизации будет проведена на базе одного из самых простых алгоритмов СТОУ, основанного на минимизации локального функционала качества (1.5) [45).
При этом следует подчеркнуть, что конкретный вид алгоритма траекторного управления будет зависеть от выбранных моделей состояния и функционала качества. Ниже будет синтезирован один из возможных„наиболее простых алгоритмов траекторного управления самолетом в процессе выполнения МВП, Д=Ч, д(о) = д,; ч(о) =ч,; 1,„(о) =о; (24.13) (24.14) )п + )рп Зрп = Гкп)рп + 1рп (24.15) 162 24.4.1. ВЫБОР И ОБОСНОВАНИЕ ИСХОДНЫХ МОДЕЛЕЙ Состав фазовых координат модели состояния выбирается с учетом перечня задач, решаемых системой управления МВП, реальных возможностей исполнительных устройств, и возможности информационного обеспечения полученного закона с помощью существующих датчиков.
В методических целях для упрощения задач синтеза будут использоваться упрощенные модели состояния, базирующиеся на линеаризованных уравнениях, полученных при следующих предположениях: канал управления тягой самолета аппрокснмируется инерционным звеном (15. !) [46); для управления самолдтом в вертикальной плоскости используются спойлеры (15.6) и руль высоты; связь между фазовыми координатами самолета в вертикальной плоскости и отклонениями руля высоты определяются соотношениями (15.2)-(15.5) при условии, что зависимость (15.2) аппроксимируется уравнением инерционного звена (24.12) где Т,=2гргп„ управление антенной РПС осуществляется инерционным приводом (11.26), (! 1.27) [461; скорость самолета измеряется (оценивается) с высокой точностью в системе воздушных сигналов либо с помощью доплеровского измерителя скорости и угла сноса (ДИСС).
С учетом сделанных допущений модель состояния может быть получена в виде системы уравнений: = — + — дб, + Ц „, 3„(0) = 0; ад, дв дв (24.16) Н = Ч, — а,во,в, Н(0) = Но1 (24.17) Ч вЂ” )в+)вв Ч,(0) =Ч„; (24.1Х) Зрв = С"в.!рв + 1рв (24.19) З„(0) =0; 3,(0) =0; 3', =Ч,а/Т„+ ~„, (24.20) а аа а= — + — ~Х +г,, и(0)=ао; Т Т (24.21) о о гр = швв гр(0) = гр,; (24.22) ш„Ь а„= — "+ — ц„+ Р„„ш„(0) = ш„с.
(24.23) 163 В этих уравнениях: Д и Ч текущая дальность до упреждбнной точки земной поверхности (рис. 23.5) и скоросп сближения с ней;), и1„- составляющие продольного ускорения, обусловленные изменением рельефа местности и тягой двигателя; а, Т, и б, — соответственно коэффициент передачи, постоянная времени и сигнал управления канала тяги двигателя самолета; Н— высота полета самолета; Ч, — вертикальная составляющая скорости; Б,„и а — угол отклонения спойлера и коэффициент его эффективности; ), и)р,— вертикальные составляющие ускорения, обусловленные отклонением руля высоты и изменением рельефа; а„и а, характеризуют ширину спектра флуктуаций продольной и вертикальной составляющих ускорений )р„и)р,, ~ив Е,в и ~ „, г,;„à — центрированные белые шумы с известными спектральными плотностями.
Смысл остальных обозначений ясен из (15.2)-(15.5) и (11.26), (11.27) (46). Состав первичных измерителей, необходимых для формирований оценок модели (24.13)-(24.23), может быть определен на основе условия наблюдаемости (2.23)-(2.25) [45). В соответствии с этим условием в каждой группе функционально связанных координат необходимо как минимум измерять наименьшие производные. Тогда для формирования всех оценок модели состояния необходимо измерять дальность Д, ускорения )„и), высоту Н, угол атаки а и угол поворота антенны <р. С уче- том вышесказанного модель наблюдений (измерений) может быть пред- ставлена в виде системы уравнений: 2Д х, = — +»,„; с (24.24) 22 Кп)п +»)пп т „Н+»„„; Г4 = Ка]а +»М~ ' 2З = К тх+» хь = негр+»,рп .
(24.25) (24.26) (24.27) (24.28) (24.29) 24.4.2. СИНТЕЗ РЕГУЛЯТОРА СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ МВП В составе системы управления МВП регулятор решает две задачи: формирует сигналы управления рулевыми органами (траекторного управления) и антенной, а также сигналы комбинированной обратной связи в фильтры, оценивающие управляемые фазовые координаты (рис. З.б) [45]. Для решения зтих задач необходимо, чтобы для заданной части (24.13)-(24.23) был сформирован сигнал управления, оптимальный по минимуму функционала (1.5), в котором: т, Хт=[Дт Чт )рпт )пт Нт Чвт )рат )вт Суп ГРт Шавт] т ху=[Д Ч ]рп ]и Н Чв ]рв ]в сь гр юав] (24.30) (24.31) 164 Следует отметить, что 2~ может быть сформировано в РПС путем измерения времени запаздывания сигнала цд, отраженного от земной поверхности в РСН (рис.
24.9). Сигналы гз и 24 могут быть получены с помощью акселерометров, сориентированных по РСН и местной вертикали. Радиовысотомер может измерять высоту Н по алгоритму (24.26). Углы атаки (гз) и поворота антенны (24) могут быть измерены датчиками угла атаки (ДУА) и углового положения (ДУП) антенны. Следует ПОДЧЕРКНУТЬ, ЧтО ЗНаЧЕНИЯ ха МОЖНО ПОЛУЧИТЬ С ПОМОЩЬЮ СПЕЦИаЛЬНОГО фильтра. В наблюдениях (24.24)-(24.29) все шумы представляют центрированные гауссовские процессы с известными односторонними спектральными плотностями. Поскольку исходные модели состояния и наблюдений линейные, возмущения гауссовские, то при использовании квадратичных функционалов задачи синтеза оптимального фильтра и оптимального регулятора могут решаться раздельно (п.
2.1.3) [45]. Чы Чш Чзс Чзз 0 0 с1рз с Чрз с Чпво Чщп Ч~оо Ч~сы Ч~ 0 Ч~с (24.32) 1сб Ь бр пД (24.33) )см О О О 0 1сзз 0 0 "33 0 0 0 1с44 (24.34) Кроме того, сопоставляя (24.13)-(24.23) с (2.7), получим 000 0000 0000000 -а,000000 0000~00 Т, 000000 Ъ Т (24.35) Вт— У 0000 О 0 0 0 Составляюшие вектора х, (24.30) выбираются исходя из смысла решаемьпс задач. Так, например, Д, определяется соотношением (24.б); Ч, и Н, назначаются из требований безопасности преодоления ПВО противника и соображений экономичности полета; )р =О, ) =О, Ч =О, Зр„=о, )„=О, ез =0; требуемое значение угла атаки выбирается равным углу атаки в горизонтальном полете а,=а,; ср, рассчитывается по условию (24.8) при Д=Д,.
166 Яи Чсз Ч„О 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 %4 Чш 0 О сЪ4 О О Ч„О О О О Ч О О О О Чз1 Чзь 0 0 Чьз Чье 0 0 0 0 0 0 Чзз Чзь 0 0 сиз сне 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 Чзв Чзч О Чбз Ч69 Ч„О О О Чаа Чзр О Ч,з Ч,р О О О Ч„„ О Ч„ 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 Ь;-К„ЛД+К„ЛЧ+КыЛ)„; (24.3б) бсп=КспсЛД+КспзЛН+КспоЛЧв+КспаЛ1в+КспРЛсх) (24.37) Ьр,=кр,зЛН+Кр,оЛЧ,+Кр,аЛ),+Кр,РЛа+Кр,~оЛсР; (24.38) цп=кпсЛД+КпзЛЧ+КпРЛа+КпсоЛсР+К ссЛоз, с'24.39) где лд=д,-д лч=ч,-ч, л)„=-3„, лн=н,-й, ЛЧ, =Ч вЂ” Ч„Л)', =-1„Лсс=ао — а, Лср=ф, — са (24.40) соав савв а коэффициенты передачи соответствующих ошибок определяются со- отношениями а„,с14, т! Т„,1с„ двЧ42 т2 Т„,1с„* К, = 'Ч44, т4 Т„,1с„' 166 При выборе состава коэффициентов ЧО матрицы штрафов 42 (24.32) принимаются во внимание следующие обстоятельства. Наличие коэффициентов Чп и Чюэо пРедопРеделено непосРедственной необходимостью выполнения профильного полета по алгоритмам (24.5) и (24.7).
Следует отметить, что возможность использования правила (24.5) наряду с (24.7) обусловлена применением спойлеров в качестве органов непосредственного управления подь|мной силой. Наличие коэффициента штрафа Чм по ошибкам текущей высоты вызвано требованием обеспечения безопасности полета.
Использование коэффициентов Чтъ Чи, Чаа, Чть Чвь Чвр и Чп и предопределяется реальными ограничениями на величину продольной Ч и вертикальной Ч, скоростей, продольного )п и веРтикального), УскоРений, Угла атаки а и Угловой скоРостн от„перемещения антенны. Величины этих ппрафов выбираются из условия недопущения выхода значений ппрафуемых фазовых координат за предельс допустимых значений. Коэффициентами взаимных штрафов Чи=цть Чи=Ч4ь Чъг=Ч42 и т.д. учитывается взаимное влияние функционально :вязанных фазовых координат (24.13)-(24.23) друг на друга.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
