Пути модернизации неуправляемого летательного аппарата

Тип работы:
Реферат
Предмет:
Кибернетика


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

Список литературы
1. АндриевскийБ.Р., Стоцкий А. А., ФрадковА.Л. Алгоритмы скоростного градиента в задачах адаптации и управления // Автоматика и телемеханика. 1988. № 12. С. 3−39.
2. Мирошник И. В., Никифоров В. О., ФрадковА.Л. Нелинейное и адаптивное управление сложными динамическими системами. СПб.: Наука, 2000. 549 с.
3. Мышляев Ю. И. Алгоритмы управления линейными объектами в условиях параметрической неопределенности на основе настраиваемого скользящего режима // Мехатроника, автоматизация, управление. 2009. № 2. С. 111−116.
4. Методы робастного, нейро-нечёткого и адаптивного управления/ Л. А. Пупков [и др.]. М.: Изд-во МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2002. 744 с.
Y.I. Myshlyaev
DOUBLE-SPEED GRADIENT METHOD
The three-stage scheme of adaptive control algorithms synthesis for nonlinear cascade systems is considered. Kind of continuous and relay double-speed algorithms and conditions of algorithms applicability are presented.
Key words: nonlinear cascade systems, synthesis, partial stability, adaptive control algorithms, configurable manifolds
Получено 03. 10. 11
УДК 681. 51
H.H. Макаров, д-р техн. наук, проф., (4872)35−38−35, info@sau. tsu. tula. ru, М. В. Кузьмин, магистрант (Россия, Тула, ТулГУ)
ПУТИ МОДЕРНИЗАЦИИ НЕУПРАВЛЯЕМОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
Рассматриваются возможности модернизации вращающегося неуправляемого летательного аппарата посредствомустановки на него рулевых органов с использованием минимума доступной информации. В системе используется минимальное количество датчиков.
Ключевые слова: летательный аппарат, система управления, головка самонаведения.
Движение летательного аппарата (ЛА) рассматривается в вертикальной плоскости и описывается системой нелинейных дифференциальных уравнений, учитывающих аэродинамику ЛА, изменение плотности воздуха на высоте, нелинейность аэродинамических коэффициентов в за-
висимости от скорости полета, изменение массы снаряда вследствие выгорания топлива.
Рассматривается возможность установки на неуправляемый вращающийся ЛА аэродинамических поверхностей (рулей) и системы управления (СУ) с полуактивной лазерной головкой самонаведения (ГСН) с углом обзора ±10°. СУ работает в трехпозиционном релейном режиме. Вращение Л А учитывается подачей на рули не вращающегося ЛА периодического сигнала.
ГСН выдает значение угла, под которым она видит цель относительно продольной оси ЛА. Сигнал управления рулями / определяется по знаку угла а§ е: / = sign (a0e), являющимся разностью углов вектора направления на цель относительно оси ЛА ае и углом тангажа ЛА 0:
а9е _ ае _ 9.
Для данной СУ имеется таймер, отсчитывающий время полета в секундах, а также датчик крена для определения угла крена ЛА. Моделирование полета осуществляется в системе МАТЬАВ. Место запуска и цель неподвижны и находятся на уровне земли.
Вначале проводится моделирование полета ЛА в неуправляемом режиме при разных стартовых углах и строится зависимость дальности полета от стартового угла (рис. 1). В дальнейшем по данным результатам будет выбираться стартовый угол в зависимости от расстояния до цели.
8000 7000
^ 6000
03
(r) 5000
О
Л 4000
I-
О
§ 3000
ц
03
1=1 2000 1000 0
0 10 20 30 40 50 60 70 80
Стартовый угсп градусы
Рис. 1. Дальность полета ЛА в неуправляемом режиме приразных стартоеыхуглах
Далее будет использоваться стартовый угол в диапазоне 10… 25°.
Если ввести некоторую погрешность в задание стартового угла, то можно определить промах при стрельбе по цели. Использовались отклонения стартового угла ±0. 006 рад, ±0. 003 рад.
На рис. 2 приведены промахи при неуправляемом полете.
Рис. 2. Промахи при неуправляемом полете
Видно, что минимальный промах превышает 25 метров при крайних отклонениях. Чтобы уменьшить влияние подобных неточностей, рассматривается возможность установки на ЛА системы управления.
Следующим этапом проводится моделирование управляемого полета ЛА для поиска наилучшего с точки зрения точности единственного фиксированного угла пеленга (угол между продольной осью ЛА и вектором направления на цель) для всего диапазона стартового угла.
Снаряд запускается под углом, выбранным из предыдущей зависимости при заданном положении цели, и, при обнаружении цели ГСН, СУ наводит снаряд на цель под заданным углом пеленга.
Определяется промах при разных положениях цели, соответствующих им стартовых углах и разных углах пеленга (рис. 3).
Отрицательный промах соответствует недолету до цели.
Видно, что при угле пеленга в 3° средний промах по всем дальностям минимален, но превышает 20 метров.
Для дальнейшего увеличения точности далее используется СУ с изменяющимся по линейному закону углу пеленга. В момент обнаружения цели угол пеленга для СУ задается равным 7° и линейно уменьшается до 2° в момент достижения цели.
Угол пеленга, градусы
Рис. 3. Промах приразных положениях цели, соответствующих им стартовыхуглах иразныхуглах пеленга
Для такой СУ необходим таймер, включающийся при пуске и отсчитывающий время полета в секундах.
а0 0
Угол пеленга вычисляется по формуле ад = -- • (?3 — ?) + ад, где
^упр
ад — текущий угол пеленга, ад — начальный угол пеленга, ?упр — время
управляемого полета, t3 — время захвата цели с момента пуска (время неуправляемого полета),? — текущее время с момента пуска.
Для такой СУ необходима предустановка значения времени управляемого полета? уПр перед запуском, которое берется из результатов моделирования СУ с постоянным углом пеленга в 3°.
После проверки данной СУ точность попадания по всем дальностям возросла, и промах не превышает 6 метров, по сравнению с предыдущей СУ с постоянным углом пеленга.
Чтобы сравнить эффективность данной СУ с неуправляемым полетом, проводится сравнение промахов при различных отклонениях стартового угла от заданного. Использовались аналогичные отклонения ±0. 006 рад, ±0. 003 рад.
При использовании СУ точность попадания при данных отклонениях по стартовому углу остается в тех же пределах, что и без отклонения. Другими словами, СУ позволяет устранить воздействие заданных отклонений по стартовому углу.
Данную С У можно упростить, чтобы не требовалась предустановка значения времени управляемого полета /уПр, если определить зависимость
времени управляемого полета (?упр) от неуправляемого (t3). Зависимость
получена из результатов моделирования СУ с изменяющимся по линейному закону углу пеленга (с предустановкой tyПp): по каждой из заданных
дальностей до цели записывались новые значения tyПp, и t3.
Затем зависимость tyПp (t3) будет представлена в виде непрерывной
функции, чтобы определить ее на всем диапазоне, а также для упрощения программной части СУ.
Функция представлена в виде степенного полинома, вычисленного при помощи системы MATHCAD:
tупр) = 13. 724+3. 8Ш3 -0. 946tз2 + 0. 07496tз3 -2. 54155E-3tз4 + 3. 18 315Е35.
На рис. 4 показано сравнение оригинальной табличной зависимости tyпp (tз) и найденного полинома tyПp (t3) (помечен символами «+»).

ч
V


Т +?--
30 2 4 6 3 10 12 14 16 13 20 22 24 26
Неуправляемый пошет, с
Рис. 4. Зависимость времениуправляемого полета от неуправляемого и соответствующий ей полином
В момент захвата ГСН цели (отраженного лазерного излучения) берется текущее время полета (с момента пуска) и по зависимости tyПp (t3)
вычисляется время предстоящего управляемого полета tyПp.
182
Таким образом, полученная СУ в отличие от полученной ранее не требует каких-либо предустановок перед пуском.
В результате данной работы на неуправляемый ЛА была рассмотрена возможность установки системы управления, имеющая в своем составе полуактивную лазерную ГСН [1], рассмотрены способы повышения точности, была найдена зависимость времени управляемого полета от неуправляемого /уПр (t3), которая позволила СУ вычислять время будущего
управляемого полета и не требовать его предустановки перед пуском.
Список литературы
1. Кузьмин М. В. Высокоточное оружие на базе неуправляемых снарядов // Вестник Тульского государственного университета. Сер. Системы управления. 2010. Вып. 2. С. 5−7.
M. V. Kuzmin, N.N. Makarov
WAYS OF MODERNIZATION OF THE UNCONTROLLABLE AIRCRAFT The possibilities of modernization of the rotating uncontrollable aircraft by means of installation on it of steering bodies with use of a minimum of the accessible information are considered. The system uses minimum number of sensors.
Key words: the aircraft, the control system, the homing head.
Получено 03. 10. 11
УДК 519. 863
O.B. Вишнякова, асп. 8 (909) 965-79-97, oksanalyaschenko@mail. ru,
В. А. Нестеров, д-р техн. наук, проф., 8(499) 158−46−80 (Россия, Москва, МАИ)
МЕТОД ОПТИМАЛЬНОГО УПРАВЛЕНИЯ ПОСЛЕДОВАТЕЛЬНОСТЬЮ ПРИЛЕТА ВОЗДУШНЫХ СУДОВ
Исследуется задачауправления потоком воздушных судов в районе аэродрома. Разработан метод оптимального управления последовательностью воздушных судов, позволяющий минимизировать как временные задержки при прилете на аэродром, так и экономические издержки аэропортов и авиаперевозчиков.
Ключевые слова: воздушное движение, воздушное судно, аэропорт, взлетно -посадочная полоса.
Системы организации воздушного движения [1] относятся к сложнейшим организационным человеко-машинным системам управления. Они включают в себя обслуживание и организацию потоков воздушного движения, органы управления, использование воздушного пространства, под-

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой