Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 3 (2004) (1151999), страница 32
Текст из файла (страница 32)
Коэффициенты 1с|ь 1стт, 1стт и 1с44 матрицы К (24.34) штрафов на экономичность системы выбираются таким образом, чтобы сигналы управления Ь„б,п, Ь„и п„не превышали своих предельно допустимых значений при максимально возможных ошибках управления. Используя (24.30) — (24.35) в (3.35) [45), получим алгоритм функционирования регулятора РЭСУ МВП: аспЧ51 )~ асп Ч55 )4 асп Ч5б сп! ) э сп5 ) спб 22 22 22 К асп Ч58 ~С сп Ч59 )~ ~аэ Ч95 р4 4)) св8 ) сп9 ) 1 рв5 Т ) 22 22 О 33 а6 Ч96 )~ абэ Ч98 Овб Т !с Ова Т О 33 О 33 а„Ч99 Т) О 33 абэ Ч9,10 Ч11,1 Т)с Тй О 33 44 Ч!1,2 ь 2 Ть К = Ч"' К = """ К ь ь ь сэ9 Т ) ° сэ!О,). й и11 44 44 44 Анализ (24.36)-(24.41) позволяет сделать следующие заключения.
Регулятор представляет собой многоканальную взаимосвязанную систему с ООС по всем управляемым координатам. Для функционирования регулятора необходимо иметь оптимальный фильтр, формирующий оценки Д, Ч, 3'„„, 3'„, Н, Ч,, 167 а, с!э, О3 , и вычислитель, определяющий значения требуемых координат Д„ Н„ ср, и сигналы управления Ь„ Ь,„, Ьр, и п„. Величина сигналов управления зависит: от динамических свойств исполнительных органов а„/Тв„а,„, а~,/Тс, ЫТ; ошибок управления АД, ЛУ, э3)„, 25Н и т.д.
н от соотношения штрафов на точность и экономичность ЧаЛсп, Ч5!4422, Чвбпсээ, Ч!!,9Лсы и т.д. Выбором этих соотношений в РЭСУ МВП накладываются ограничения на диапазоны Ах! (1=1,9) отклонений управляемых фазовых координат от нх требуемых значений и устанавливаются значения ошибок, при которых происходит перераспределение управляющих воздействий, направленные на приоритетное устранение тех или ииь!х погрешностей управления. Сигнал (24.36) управления тягой обеспечивает в основном стабилизацию скорости полета. Следует отметить, что при пролвте возвышений рельефа, когда ЛД=Д;Д>0, ЬУ=Чг У>0 автоматически увеличивается тяга двигателя.
В то же время при полйте над снижающейся поверхностью тяга двигателя уменьшается. В (24.37) основную роль играют первые два слагаемые, которые учитывают изменение упрежденной дальности и текущей высоты. При выполнении условий АН=Н;Н>0 или АД>0 спойлеры убираются и самолвт практически мгновенно получает приращение подъемной силы и соответственно высоты.
Третье и четвертое слагаемые в этом управляющем воздействии выполняют роль корректирующих (демпфирующих) сигналов. Следует подчеркнуть, что спойлеры в отличии от рулей высоты не могут вызывать длительные и значительные по величине приращения подъвмной силы, а следовательно, и приращения высоты. Кроме того, при убранных спойлерах уже невозможно получить положительные приращения высоты. В связи с этим спойлеры целесообразно использовать лишь в первые моменты после обнаружения препятствий, когда значения угла атаки ещв малы. После того, как за счбт рулей высоты угол атаки значительно увеличился (а>ав) и начался уверенный набор высоты, спойлеры опять возвращаются в исходное положение.
Такой возврат обусловлен влиянием в (24.37) слагаемого К,„зла. После этого спойлеры опять готовы к быстродействующему управлению высотой полдта. Величина отклонения рулей высоты (24.38) определяется в оси звном первым и пятым слагаемым. При этом необходимо учесть, что углы Ф, отсчитываемые от строительной оси самолета, имеют отрицательные значения. В силу этого при появлении препятствия Жр>0 и рули высоты будут предопределять выполнение набора высоты.
Остальные слагаемые выполняют роль демпфирующих сигналов, снижая влияние перерегулирования. Сигнал управления антенной (24.39) формируется в основном на основе первого, третьего и четвертого слагаемых. Остальные компоненты выполняют роль корректирующих сигналов для повышения быстродействия и точности отработки углов наклона антенны Ф=Ф, при Д=Д,. 24.4.3. Синтез квязиОнтимАльнОГО ФильтРА Синтез фильтра ИВС контура управления МВП будет выполняться на основе модели (24.13)-(24.23), определяющей вектор состояния (24.31), и вектора измерений Е = [Ез Ее Ез Е4 Ез Еь] (24.42) Поскольку модели линейные, шумы белые, то для синтеза фильтра может быть использован алгоритм оптимальной линейной фильтрации (3.61)-(3.63). Следует отметить, что для реализации этого алгоритма по модели (24.13)-(24.23) нужно решать систему уравнений размерностью (3.65) И~=И+0,5Ы(И+1)=11+0,5 11 12=77, (24.43) где И=11 размерность вектора состояния (24.31).
166 (24.17)-(24.19) и измерениям кз (24.26) при наличии оценок 1,. Точно так же можно оценить Д, Ч и )р„по уравнениям (24.13)-(24.15) и наблюдению (24.24) при наличии оценок )„. На основе этих рассуждений ниже будет проведен синтез шести фильтров: фильтра продольного ускорения (ФПУ) на основе уравнений 3„=1,/Т„,+а„,Ь,/Т~,+~ж, 3„(0)=0; 2з=кч) и+Езпи, (24.44) в котором 8, вычисляется в регуляторе (24.36); фильтра угла атаки (ФУА) по моделям и =е/Г,+аз.бм/Т,+~„а(0)=аа', хз=к а+с,„„, (24.45) для которого Ьм формируется по правилу (24.38); фильтра вертикального ускорения (ФВУ) на основе выражений 1', = Ч,а/Т„+ Р,1„ х4 кв)в + 1жи~ (24.46) где Ч, формируетсявСВСлибоДИСС, а а — вФУА; 189 Решение системы уравнений такой высокой размерности с помощью существующих бортовых ЭВМ представляет определвнные трудности.
В связи с этим для упрощения процедуры синтеза и алгоритма фильтрации используем метод декомпозиции исходных векторов состояния и наблюдения (з4.3). Необходимо подчеркнуть, что для модели (24.13)-(24.23) можно получить несколько вариантов декомпозиции. Остановимся на одном из них, позволяющим сформировать все нужные оценки вектора (24.31) с наименьшими вычислительными затратами. Обратим внимание на то, что по моделям состояния (24.16), (24.20) и измерениям акселерометров (24.25), (24.27) можно независимо сформировать оценки )„и ),, а по модели привода (24.22), (24.23) и измерению (24.29) можно оценить у и ез„.
В свою очередь, оценки а угла атаки можно получить по модели (24.21) и наблюдению (24.28). Аналогичным образом можно получить оценки Н, Ч и 1м по модели фильтр привода антенны (ФПА) по представлениям: гр = шавв р(о) = р„; ш„=-гл„/Т+Ьп /Т+~, со„(0)=ш„с; ~ =к,гр~1,. (24.47) где п, вычисляется по закону (24.39); фильтр текущей высоты (ФТВ) — по уравнениям: Н =Ч вЂ” а,„б,„, Н(0) = Н,; ч,(о) =ч„; Зра + )в (24.48) )гр, = -а,)р, + Рр„ )„(о)=о; ~з кмН + анв в (24.49) для которого б,„вычисляется в регуляторе (24.37), а ), в — ФВУ; фильтр дальности до препятствия (ФДП), на основе модели; Д=Ч, Д(0) =Дс-, ч(о) =ч,; г, „(О) =О; )ра +)в (24.50) )зр„— — — а„)р„+ г,р„, х~ —— 2Д/с+ с „, (24.51) Ма~=3(1+0,5.1 2)+(2+0,5.2 3)+2(3+0,5.3 4)=29, которая существенно меньше, чем (24.43). Используя (3.61), (3.62) 145) для (24.44)-(24.47), получим: 3'„= — 3„/Т„, +ая,б,/Тка +$с4„„Ьхз, 3„(0) =О; (24.52) 170 при условии, что оценка )а поступает из ФПУ.
Обратим внимание на тот факт, что совокупное число уравнений, решаемых в процессе формирования всех этих шести фильтров, определяется размерностью вв22 22 Кп3п (24.53) се=-й/1; 4а,бр,/Т, +(сфа625, й(0)= (24. 54) М5 25 Ка~"' (24.55) 3, = — Ч,ог/Т„4 1сф;,Лхн, !,(0) = 0; (24.56) ~24 24 кв)в! (24.57) ГР Оэвв + 1Сфе!/52б ! (24.58) со„= — говв /Т+ Ьц„, /Т„+ (сфчзЛкб; ~б ~б Кон' . (24.59) Рассмотрим более подробно процедуру синтеза фильтра текущей высоты по моделям (24.48) и (24.49). Поставив в соответствие (24.48) с (2.13) [45), а (24.49) с (2.16), получим; х=!Н Ч 1„~1, =(б „3 1, -а,п 0 0 1 0 1 0 У=О 0 1 кн 0 0 — а, 0 0 0 Используя эти векторы и матрицы в (3.61) (45], получим алгоритм оценнвания: Н = Ч, — а.„б.п+ !сфн|Ькз, Н(0) = кз(0)/кн; Ч,(0) = Ч„; 1„(О) = О; = Зр в + )в + (сфнзАкз в (24.60) 1~~ =-гка1р~+1сф зАкз.
45КЗ = КЗ "нН (24.61) Аналогичным образом можно получить алгоритм функционирования фильтра дальности до препятствий: 171 Д = Ч+ 1СФ гэхм Д(0) = —; се,(0) 2 Ч = )Ра +)а + )сФягг32О Ч(0) = Чо) (24.62) ),„= — а„)„п + )сФдзЬеп ),а(0) = 0; Ле, =е, — 2Д/с. (24.63) Здесь коэффициенты УсилениЯ невЯзок 1сФ„„, 1сФ, йви КФгь 1св„г. )гвнь 1с~нг, 1св„г и )гвгь 1свкь 1св, рассчитываются по формулам (3.62) и (3.63) [45). Соотношения (24.52)-(24.63) определяют алгоритм функционирования квазиоптимального фильтра ИВС системы управления МВП. Квазиоптимальность алгоритма объясняется следующими причинами.
В результате декомпозиции исходного вектора состояния (24.31) в полученных фильтрах были утрачены взаимные связи и корректирующие поправки, обусловленные невязками (24.53), (24.55), (24.57) и (24.59), (24.61), (24.63). Кроме того, полученный алгоритм фильтрации базируется на использовании коэффициентов усиления невязок, вычисленных для вполне определбнной (усреднбнной) статистики возмущений. При изменении условий функционирования, связанных с изменением высоты, скорости полбта и типа рельефа местности, принятая статистика не будет соответствовать той„которая была заложена при синтезе фильтра.
Отмеченная особенность приводит к ухудшению реальной точности оценивания по сравнению с теоретической, рассчитанной по формуле (3.63) для выбранной статистики. Следует отметить, что в рассмотренном алгоритме только первичные датчики (24.24)-(24.29) реализуются аппаратурно, а все остальные операции могут выпоянягъся алгоритмически в ЭВМ. 172 24.4.4. СтРУктУРЯАЯ схемА кВАЗНОптимяльнОЙ системы РАДиОУпРАвлениЯ МВП Структурная схема системы радиоуправления МВП, приведенная на рис. 24.11, получена на основании уравнений первичных датчиков информации (24.24)-(24.29), заданной (управляемой) части (24.13)-(24.23), алгоритмов формирования сигналов управления (регулятора) (24.36)- (24.40) и квазиоптималъных оценок (фильтров) (24.52)-(24.63). На этой схеме в каждом элементе указаны соответствующие ему уравнения. Полученная схема характеризует иерархическую, многоканальную, многоконтурную и многомерную систему управления. ' ЪС 1 ! 1 мвтгы (24.25) (24.27) ;2 1 1! САУ САМОЛЕТ 1 '! 1 ПРОДОЛЫ!Ый '1 САМОЛЕТА (24.13)"О4.16) Чс А ! ! , 1! (245П ' 1 , 'тягой (м.зз) в н Уи ЕАНАЛ спойлылми, (24.27) 1 Еив ! 1 1 ВЕРТИКАЛЬН КАНАЛ САМОЛЕГА (24.!7).са.г!) ДАТЧИК воздлпной СКОРОСГИ Уи 1 1 б „1 КАНАЛ ЗТП АВ- ' пения Рулем высоты Па.зб) ДАТЧИК УГЛА АТАКИ 4.2 , ! Д 2! (24.62) ' С (24.63) 1) п ДАЛЬНОМЕР РПС С4.24) 1! ','й 2, Фтв (24.60).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
