Буков В.Н. Адаптивные прогнозирующие системы управления полетом (1987) (1246771), страница 36
Текст из файла (страница 36)
Приводнмые ниже результаты получены путем моделирования моднфнцированного алгоритма уцравлення скоростью перемещения рулевых органов (5.33) — (5.37), (5.39) [6.6] . Синтез оцтнмапыюго управления для рассматриваемых задач осуществлялся выбором соответствующих ненулевьгх коэффициентов Р(О в (5.30) н К в (3.12). Исследуемый режим соответствует Н = 10 км, М = 0,8; длительность цикла формирования управления Ьг„составляет 0,05 с. На рис. 6.7 показаны нанлучшие (по множеству коэффициентов Р,) в смысле прямьгх показателей качества (см.
з 6.1) процессы управления угловой скоростью сна прн различных длительностях интервала оптимизации. Этн процессы представляют собой реакцию системы на ступенчатое изменение ме „д. Прн небольших Т наблюдается повышенная колебательность переходных процессов, а прн завышенных значеннях процессы становятся вялыми н растет перерегулирование. На рнс. б гь приводятся (в качестве иллюстрации возможности решения различных задач) процессы управления углом атаки а, углом тангажа д н нормальной перегрузкой и,. Перечисленные задачи решены одним алгоритмом с изменением только коэффициентов в (5ЗО) и длительности прогнозирования (для предпочтителыюго темпа переходных процессов).
Кроме того, показанные на рнс. 6.8,е переходные процессы получены в двух вариантах: без демлфнровайия, т.е'. при Д;„, = 0 (сплошные линии), '1 ПараграФ напнеан по пуапнннпгпм и магернааам Ю.П.Бигнна. Ф! 1 ь М ОЭ ь 1 Ф 'Ф Ь! ъ"|' ъь Э %ь ! Ъ ь з Ф 1ь 1 ! ~' ь Ъ фЬ! ъь Ф аь ь ь ъ ец ь !. 3 Фь 1 оъ ъ Эь 'ь Э Ъ Ь! Ъ ! ъ Ф аз 1 ! М3 ф Я Ф ф О О. и ь ч х ь ц и х О ъ ф в ~, 5 О 1! Ф О 1О О 4К ~ ~в 3 „„**.
Ос'Ф Ю О- О, и 2 ! ь д ! о Я МЧ ! ц~ И 1ьь О 1~ >е>р>в чсср ~э.ев.н>~рь чма> -Ю 4е йг хв го а ~э.~р.н,рва, ес>вт >Я>2»4. > > Рвс. 6.9. Процессы прострьлствелного управления Оэтрвботкя дээд = 20', тэвд = 30') с раэллчлымл энвчснлямя коэффпцяеята Рьэ; а — акт = 0,02',м ' ° с', б-Ркэ ~ 0,05 м"' ° с> и с демпфированием, т.е. ири Д„„Ф 0 (штрихпунктирные линии). Параметры функционала имели следующие значения: а) Р~ „= 0,01 м"э.с*; Дгу =0,01 м * сэ; йр =40 грюР с э; Т=0,85 с; б) 8 „=20; ф у=25; Р„=25; яр =64градэ.с э; Т 0>8 с; в) й„ум475; Р„, =39 сэ; йр =50грат~м.с э; Т=04с. Остальные коэффициенты Р т.1 в (5.30) задавались нулевыми.
Аналогичные процессы могут быть получены и для отдельно рассматриваемого бокового движения ЛА. На рис. 6.9 представлены результаты моделирования одновременного управления движением ЛА в продольной и боковой плоскостях. Задача заключалась в отработке одновременных ступенчатых изменений заданных углов тангажа и крена. Лдя парирования нарастания угла скольжения ! Фл ь" =В ф~ о В" ~о ь" Сз 3 Ф с~ Ф ~э 3 Ю 4~ 1 ;3 а д сь съ Ъ Ю 4:> Ъ Ф М $1 ~ь '" ~.
~ь " с ~ юй~ )~ Ю ~юзЛз -3 н Ф о О В (5.30) ЗадаВаЛИСЬ НЕНУЛЕВЫЕ ЗиаЧЕНня КОЭффмцИЕНта Дре. Иэ рИСуНКа видно, что в целом процессы изменения у и д различаются несущественно при различных значениях Дуе. При Рта = 0,02 м з.с' угол скольжения о достигает 7, а затем интенсивно изменяется в отрицательную сторону, При бит = 0,05 м з сз за счет более активного движения рулей Вр и Юр „наблюдается изменение угла скольжения 11 в существенно более узком диапазоне. Как отмечалось в э 5.2, для задач автоматизации ручного управления движением ЛА большое значение приобретает слежение летательным аппаратом эа эталонными мод~лями, характеристики котбрых согласованы с характеристиками человека как участника процесса управления.
При моделировании полагалось, что при управлении ЛА в продольной плоскости в качестве эталона может быть взято колебательное звено с определеннь1ми параметрами, а нри управлении ЛА в поперечной плоскости — апериодическое звено, На рис. 6.10, б и 6.11,б показаны процессы изменения угловых скоростей со, и со„в эталонных моделях при ступенчатом отклонении соответствуиацих органов управления (предполагается, что на моделируемых режимах полета осуществляется пилотирование по угловой скорости ЛА [6.71), а также процессы изменения этих же угловых скоростей объекта (2.48) и соответствующие им отклонения рулевых органов бр и Вз. На этих же рисунках приведены результаты исследования влияния различных параметров функционала на основнь1е прямые показатели качества процессов слежения за эталоном. Графики Р„„, кр и Р„„„йз указывают рекомендуемые значения соответствующих параметров,.обеспечивакацие как допустимое перерегулирование Ь „„< 0,05, так и наименьшее время регулирования гре,.
Значенйе времени регулирования тоже показано на графиках. При очень малых и больших длительностях интервала прогнозирования наблюдается потеря устойчивости, не устраняемая подбором коэффициентов в (5.30), Для исследования воэможности использования лля управления обьектом (2.48) упрощенных линеаризованных прогнозируиицих моделей типа (5.144) рассмотрим прогнозирующую модель ЛА на основе (2,84), которую запишем в виде Ьа = ассе — а, Ьа, (6.33) а сне а р.в Асо, =-амвона — амеЬсоа — атз Ьбр.в, где Ьа = Ьд — ЬΠ— приржцение угла атаки. Полагая, что приращения Рис.
6.10. Оптимизация процесса слежения самолетом за эталонной моделью прн отав ботке заданной угловой скорости мазал.. а — зависимость наименьшего времени регулирования и соответствующих параметров функционала от длительности интервала оптимизации; б — процесс слежения прн Т = 0,4 с Рнс. 6.11. Оптимизация процесса слежения самолетом за зталонной моделью лри отработке заданной угловой скорости ш„зад, а — зависимость наименьшего времени регулирования и соответствующих параметров функционала отдлнтельности интервала оптимизации; б- процесс слежения прн Т=0,5 с 1У! рнс.
б.12. Структура алгоритма автоматизированного управлении продольной угловой скоростью ЛА на основе лннеарнзованноя нрогнознрунндеа модели компонент вектора состояния прогнозирующей модели отсчитываются от значений соответствующих компонент вектора состояния управляемого объекта в момент гн, запишем прогнозирующую модель (5.144) пля данного случая: с/ о — Ьо= нйсо — ка„й~+о(гн), с/т (6.34) Для реализации алгоритма с матрнцей чувствительности уравнение пропюзирующей модели следует дополнить следующими уравнениями, вьпекающими из (5.146): д а — г.=нг„- „г, дт (6.35). где у~ = дгс(т)/ Эбр.„(тн); Е~ = 3 со,(т)/дб р ~(тн). В случае пилотирования ЛА по угловой скорости тангажа функционал будем задавать в виде ' (6.36) 122 а ма нлма15о — ни~васа~ 'а +сов(гн).
Ит о о сов е р.в — Е = — на~,Е~ — ко~,У вЂ” ни Ит а+ 7 а+Т 1=Р ) (с~а — со„ал)ас/т+ — / (на+иоана)с1т.' с с и1 ) Ю Тогда сигнал управления определится формулой ти+ т7к и опт(ти) = бра (ги) = и Х Х,„(т) й спэ(т ) + Аспэ(т) спэ зад(т) Ъдт. (6.37) Структура этого алгоритма показана на рис. 6.12. Здесь остаются нераскрытыми блоки оценивания состояния и настройки параметров. Моделирование (6.34), (6.35), (6.37) при Ьгн =0,05 с дает для рассматрмваемого гипотетического ЛА хорошее совпадение процессов управления с процессами, полученными на основе полной прогнозирующей модели и представленнъи ми на рнс. 6.10 и 6.11.
3 6.4. Обеспечеяне поперечной управляемости самолета на болъших утлая атаки ') ' Будем рассматривать управление боковым движением гипотетического самолета с помощъю элероиов и руля направления (см. рис. 2.1). Вследствие аэродинамических перекрестных связей, в том числе из-эа перекрестных аэродинамических моментов органов управления, обусловленнъпс слааэ ар.н гаемыми т„б, и тл„' Ьр,„в (2.30), движение самолета ири отклонении этих рулей обычно не сводится к вращению относительно соответствующих главных осей инерции, а является существенно взаимосвязанным. В выбранной модели аэродинамики гипотетического самолета, начиная с углов атаки ст = 15, элероны создают подтормаживающие моменты рыскания при управлении креном. Это ведет к развитию обращенной реакции крена на отклонение элеронов (речь идет о том, что динамическая связь "элероны — момент рыскания — угол скольжения — момент поперечной устойчивости — угловая скорость крена" преобладает нац основной связъю элероны — момент крена — угловая скорость крена'*) .
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
