Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Анализ принципов управления роботизированными вертолетными комплексами 11
1.1. Методы построения систем управления летательными аппаратами вертолетного типа 13
1.2 Обзор математических моделей летательных аппаратов вертолетного типа 31
1.3 Постановка задачи диссертационного исследования 34
1.4. Выводы по главе 1 35
Глава 2. Построение и исследование математических моделей летательных аппаратов вертолетного типа 37
2.1. Обобщенная нелинейная математическая модель с перестраиваемой структурой летательного аппарата вертолетного типа 37
2.2. Математическая модель одновинтового мини-вертолета JSZ.90 V2 45
2.3. Модель исполнительных механизмов одновинтового мини-вертолета 53
2.4. Параметрическая идентификация модели одновинтового мини-вертолета 56
2.5. Выводы по главе 2 62
Глава 3. Разработка и исследование метода адаптивного позиционно траекторного управления роботизированным вертолетом 63
3.1. Разработка метода адаптивного позиционно-траекторного управления одновинтовым вертолетом с рулевым винтом 63
3.2. Задание траекторий движения роботизированного мини-вертолета 67
3.3. Доказательство устойчивости движений вертолета с АПТУ 69
3.4. Оперативное оценивание координат центра масс вертолета 72
3.5. Моделирование полета роботизированного вертолета с адаптивным позиционно-траекторным управлением 75
3.6. Выводы по главе 3 87
Глава 4. Робототехнический комплекс для исследования движений вертолетов 88
4.1. Робототехнический комплекс на базе мини-вертолета 88
4.2. Проектирование программно-аппаратного моделирующего комплекса 89
4.3. Исследование автопилота роботизированного одновинтового вертолета в программно-аппаратном моделирующем комплексе 96
4.4. Комплекс моделирования и анализа 102
4.5 Реализация макета экспериментально-исследовательского комплекса 107
4.6. Практическое использование результатов диссертационного исследования 114
4.7. Выводы по главе 4 115
Заключение 116
Список использованных источников 118
- Обзор математических моделей летательных аппаратов вертолетного типа
- Математическая модель одновинтового мини-вертолета JSZ.90 V2
- Задание траекторий движения роботизированного мини-вертолета
- Исследование автопилота роботизированного одновинтового вертолета в программно-аппаратном моделирующем комплексе
Введение к работе
Актуальность темы исследования. Гражданское и военное применение беспилотных вертолётов во многом сдерживается сложностью управления такими объектами. В то же время, вертолеты способны решать широкий круг задач, функционируя в режимах, недоступных для других типов летательных аппаратов. Существующие коммерческие вертолетные беспилотные летательные аппараты (ВБПЛА) не являются роботизированными летательными аппаратами, для их функционирования в контуре управления должен обязательно присутствовать оператор. Использование таких ВБПЛА требует от оператора специальной подготовки. В случае смены типа летательного аппарата, например, с многовинтового на одновинтовой аппарат, необходимо произвести переобучение оператора. В такой системе оператор должен взять на себя задачи управления вертолетом, планирование траекторий движения, дополнительные функции (мониторинг, аэрофотосъемку, поиск маркеров в случае спасательной операции и т.д.).
Большой вклад в развитие функциональных возможностей систем управления летательными аппаратами внесли отечественные ученые (Бойчук Л.М., Браверман А.С., Буков В.Н., Володко А.М., Гайдук А.Р., Есаулов С.Ю., Колесников А.А., Красовский А.А., Пшихопов В.Х., Юрьев Б.Н. и др.), и зарубежные ученые (Amidi O., Johnson W., Kanade T., Mettler B., Miller J.R., Munzinger C.).
Существующие методы проектирования систем управления для роботизированных вертолетов можно разделить на две большие группы.
В первую группу включены системы управления на базе методов, не рассматривающих математическую модель динамики вертолета, поскольку получение адекватного математического описания вертолета представляет собой трудоемкую задачу. Для этой группы разработаны специальные методы синтеза систем управления, в которых вертолет представлен «черным ящиком». К ним относятся методы построения автопилотов на базе нейросетей, нечеткой логики и т.д. Алгоритмы управления, полученные с использованием методов из первой группы, не получили широкого распространения из-за сложности формализации задачи управления.
Во вторую группу входят методы, требующие наличия математической модели разной степени детализации. Анализ существующих разработок в данной области показал, что подходы из второй группы получили наибольшую популярность и активно применяются при разработке вертолетных автопилотов, где наиболее распространены линейные алгоритмы управления. Применение методов линеаризации и декомпозиции нелинейной модели вертолета приводит к существенным ограничениям на допустимые режимы полета. При этом также ограничивается класс допустимых траекторий полета, усложняются подходы к их формированию.
Исследования показали, что наибольшую эффективность демонстрируют автопилоты,
разработанные с применением нелинейных алгоритмов управления. Они позволяют вертолетам
совершать полеты вдоль заданных траекторий, повысить маневренность и точность, что особенно
важно при обходе стационарных и нестационарных препятствий.
Цель и научные задачи исследования. Целью диссертационной работы является повышение точности отработки роботизированным вертолетом заданных траекторий произвольной формы.
Основная научная задача - разработка метода управления движением одновинтового вертолета с учетом многосвязности каналов управления и технической реализуемости.
Для достижения данной цели и решения основной научной задачи сформулированы следующие научные задачи исследования:
анализ современных роботизированных вертолетных комплексов и методов управления беспилотными вертолетами;
разработка обобщенной нелинейной математической модели вертолета с учетом многосвязности каналов управления;
разработка алгоритма управления, обеспечивающего повышение точности отработки роботизированным вертолетом заданных траекторий;
разработка программно-аппаратного комплекса для компьютерного моделирования динамики летательного аппарата вертолетного типа, максимально приближенного к физическим экспериментам;
исследование эффективности полученных методов и алгоритмов управления с использованием компьютерного комплекса моделирования движений роботизированного вертолета.
Объектами исследования являются роботизированный малоразмерный одновинтовой вертолет с рулевым винтом и его математические модели.
Методы исследования. Теоретические исследования основаны на методах математического моделирования, методах линейной алгебры, методе позиционно-траекторного управления, методах асимптотического оценивания. Проверка алгоритмов управления проведена с использованием численных методов в среде MATLAB, средствами разработанного автором моделирующего комплекса и макета роботизированного вертолета.
Достоверность полученных результатов подтверждается корректностью постановки задач исследования, вводимых ограничений и допущений, а также результатами математического моделирования. Полученные результаты согласуются с результатами экспериментальных исследований других авторов, представленными в опубликованных материалах. Анализ синтезированных систем управления производился с применением специальных программных средств, предназначенных для подготовки пилотов мини-вертолетов.
Положения, выдвигаемые на защиту:
применение позиционно-траекторного метода управления подвижными объектами вертолетного типа позволяет повысить точность отработки ими заданных траекторий;
рациональное оперативное загрубление значений навигационных данных позволяет избежать сингулярности матриц в алгоритмах автопилотов;
учет физических эффектов несущего винта (НВ) и инструкций по пилотированию на тактическом (эффект «земли») и стратегическом уровнях позволяет повысить точность и безопасность полета.
Наиболее существенные новые научные результаты, полученные автором и выдвигаемые для защиты:
обобщенная нелинейная математическая модель вертолета, отличающаяся учетом многосвязности каналов управления, введением дополнительных преобразований, связывающих управляющие силы и моменты с управляющими воздействиями, и позволяющая, за счет перестраиваемой структуры, описывать основные вертолетные схемы;
метод адаптивного позиционно-траекторного управления роботизированными одновинтовыми вертолетами с рулевым винтом, отличающийся способом формирования управляющих воздействий с учетом многосвязности и нелинейности, что позволяет обеспечить повышение точности отработки заданных траекторий произвольной формы в установившихся режимах;
методика проектирования программно-аппаратного комплекса для компьютерного моделирования динамики летательных аппаратов вертолетного типа, отличающаяся учетом модели навигационной системы, полуавтоматической калибровкой исполнительных механизмов и загрублением навигационных данных, что позволяет создавать комплексы для проведения вычислительных экспериментов, максимально приближенных к физическим.
Теоретическая ценность заключается в развитии методов позиционно-траекторного управления применительно к летательным аппаратам вертолетного типа, а так же в создании обобщенной нелинейной математической модели вертолетов, учитывающей многосвязность каналов управления.
Практическая ценность. Практическое значение результатов диссертационной работы заключается в том, что разработанная обобщенная нелинейная математическая модель вертолета может быть использована для синтеза адаптивных позиционно-траекторных алгоритмов управления вертолетами. Обобщенная модель обладает перестраиваемой структурой, что позволяет математически описывать вертолеты различных схем.
Разработанный на основе АПТУ автопилот в автоматическом режиме обеспечивает отработку базовых траекторий, что позволяет применять его на роботизированных вертолетах, действующих в условиях помех. Разработанная система управления вертолетом обеспечивает СКО в 2 раза меньше по сравнению с известными системами: АУНПМ, ЛАУС.
Применение программно-аппаратного моделирующего комплекса, позволяет ускорить разработку вертолетных автопилотов, осуществить их настройку и провести предварительные испытания.
Апробация работы. Основные результаты исследований по теме диссертации
докладывались на Всероссийской молодежной научной конференции «Мавлютовские чтения»,
Уфа, УГАТУ, 2009, на Пятой Всероссийской научно-практической конференции -
Перспективные системы и задачи управления, Домбай, 2010; на Первой международной
конференции «Автоматизация управления и интеллектуальные системы и среды» (АУИСС 2010),
Россия, Приэльбрусье, 2010; на VI Международной научно-практической Интернет-конференции
«Спецпроект: анализ научных исследований», Москва 2011; на международной конференции SAE
International, г. Феникс, США, 2012; на международной конференции SAUM-2012, г. Ниш,
Сербия, 2012 г.; на конференции «Информационные технологии в управлении» (ИТУ-2012), г. Санкт-Петербург, 2012; на седьмом международном аэрокосмическом конгрессе IAC12, Москва,
2012; на международной научно-технической конференции «Научно-технические проблемы построения систем и комплексов землеобзора, дозора и управления и комплексов с беспилотными летательными аппаратами», ОАО «Концерн Вега», Москва, 2013; на международной конференции «International Conference on Methods and Models in Automation and Robotics» (MMAR-2014); на конференции «Информационные технологии в управлении» (ИТУ-2014), г. Санкт-Петербург, 2014; на XII международной конференции «Systems, Automatic Control and Measurements» (SAUM-2014), г. Ниш, Сербия, 2014 г.
Результаты диссертационной работы представлялись на ряде выставок и конкурсов, в том числе: на конкурсе "Молодой инноватор Таганрога" (2013); на Первом фестивале науки Юга России (2010); школе-семинаре «Подготовка, управление инновационными научно-техническими проектами и способы коммерциализации научно-технической продукции» (2011).
Результаты диссертационной работы отмечены благодарственным письмом от руководителя ТТИ ЮФУ (2011); сертификатом участника IT-школы (2012); дипломом первой степени Пятой Всероссийской научно-практической конференции «Перспективные системы и задачи управления» (2010); дипломом открытого робототехнического фестиваля «DSTU-ROBOTICS» в г. Ростов-на-Дону (2011).
Реализация и внедрение результатов работы. Исследования, выполненные в диссертационной работе, являются составной частью научно-исследовательских работ, проводимых кафедрой электротехники и мехатроники Южного федерального университета.
Основные научные результаты диссертационного исследования использованы в работе по выполнению составной части ОКР «Авангард-3» - «Разработка предложений в ЭП изделия «296» в части системы информационного сопряжения боевого вертолета и дистанционно управляемого ЛА», а так же использованы в учебном процессе кафедры электротехники и мехатроники ЮФУ. Соответствующие акты о внедрении и использовании полученных научных результатов приведены в диссертации.
Публикации. По теме диссертационной работы опубликовано 15 работ, из них 5 публикаций в ведущих научных изданиях, рекомендованных ВАК, получено 1 свидетельство о государственной регистрации программы для ЭВМ №2013612587 "Программный комплекс для построения, исследования и применения системы управления роботизированного вертолета". Авторы: Пшихопов В.Х., Кульченко А.Е. Заявка №2012618411, дата поступления 4 октября 2012 г. Зарегистрировано в Реестре программ для ЭВМ 6 марта 2013 г.
Личный вклад автора. Все научные результаты диссертации, выдвигаемые для защиты, получены автором лично.
Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения и приложения, изложенных на 153 страницах, содержит 64 рисунка и 12 таблиц, список литературы из 206 наименований.
Обзор математических моделей летательных аппаратов вертолетного типа
Рассмотрим особенности подходов к синтезу систем управления беспилотными одновинтовыми вертолетами.
Системы управления беспилотными вертолетами на базе генетических алгоритмов, алгоритмов модельной закалки, метода обучения с подкреплением и алгоритмов нечеткой логики.
Генетические алгоритмы относятся к эвристике, они основаны на теории эволюции в живой природе. В этом направлении применяется терминология, аналогичная принятой в биологии: наследственность, мутация, скрещивание и т.д. Первая публикация о применении генетических алгоритмов была представлена Баричелли в 1957 г. [157]. В тоже время, австралийский исследователь Фрайзер А.С. опубликовал ряд работ, связанных с искусственным отбором и его моделированием. Позже, в 1960 г. Фрайзер применил ЭВМ для моделирования генетических систем. Вплоть до 1980 г. генетические алгоритмы применялись только в теоретических исследованиях. К тому времени ЭВМ стали более производительными, что позволило исследователям применить подходы, основанные на генетических алгоритмах. В конце 80-х крупная электротехническая компания «Дженерал электрик» применила данный подход в своих продуктах; компания «Акселикс inc.» представила программу решения задач для рабочих станций на основе генетических алгоритмов. Применение генетических алгоритмов описано в работах Курейчика В.М. [20 - 22].
В 1983 г. Киркпатрик С., Гелатт С. и Веччи М. разработали алгоритм модельной закалки. Алгоритмы модельной закалки используются для улучшения свойств модели, для решения задачи общей оптимизации через поиск приближения к глобальному оптимуму некоторой функции в пространстве большой размерности.
В [75] приведена таблица сравнения генетических алгоритмов и алгоритмов модельной закалки (таблица 1.1).
В некоторых случаях описанные выше подходы комбинируются. В работах [73-76] предложен метод построения системы управления беспилотным роботизированным вертолетом с применением генетических алгоритмов и алгоритмов модельной "закалки". В работе [74] генетические алгоритмы и алгоритмы модельной закалки использовались при построении математической модели действий пилота вертолета. Авторы выделили достоинства подхода по созданию системы управления вертолетом, при котором комбинируются эти алгоритмы: - манипуляция закодированными переменными напрямую [112, 113]; - поиск не из одной точки, а по всей популяции; - обход локальных минимумов; - слепой поиск, выборочный метод; - модельная «закалка». При помощи описанного комбинированного алгоритма генерируется набор функций, дублирующих сигналы системы управления вертолета на выходах регуляторов. Регуляторы построены на базе нечеткой логики. Таким образом, при использовании данного алгоритма, на выходе получается набор математических выражений, составленных из математических блоков. На вход поискового алгоритма подается набор данных для каждого режима полета с учетом уравнений управления БПЛА, аналогично составленных из математических примитивов [73, 74, 76, 113, 145]. Входные параметры представлены в виде четырех управляющих сигналов: 1) сигнал управления ОШ; 2) сигнал управления циклическим шагом в продольной плоскости, который отвечает за угол тангажа вертолета; 3) сигнал управления циклическим шагом в поперечной плоскости, который влияет на угол крена вертолета; 4) сигнал управления по углу рыскания. Каждый управляющий сигнал может быть записан в виде функции: f1(x) = ОШ, f2(x) = циклический шаг в продольной плоскости, f3(x) = циклический шаг в поперечной плоскости, f4(x) = рыскание. "Функция приспособленности" производит поиск, пока не будут найдены все решения требуемой точности. В работах [75, 164, 168] описано, как посредством правильно подобранных математических блоков-элементов, совмещающих в себе алгоритмы генетического поиска и поиска модельной «закалки», можно применить команду управления на выходе регулятора нечеткой логики при отсутствии информации о положении или координатах контрольных точек. Желаемый уровень точности генерируемых функций задается оператором. В свою очередь, полученные функции могут выдавать более точные выходные сигналы. Однако вместе с тем, повышается сложность функции. Математические блоки-элементы выбираются после анализа таблицы входных параметров. При необходимости, может быть проведено повторное компьютерное моделирование. На выходе комбинированного алгоритма (ГА и модельной закалки) получается по четыре функции управления на каждый маневр (по одной функции на каждый канал управления). В работе [75] компьютерное моделирование производилось в MATLAB с точностью до степени 10 12. Такие высокие требования к точности в первую очередь продиктованы тем, что в системе управления был применен регулятор без обратной связи, а так же устойчивостью используемой математической модели вертолета.
Генетические алгоритмы, алгоритмы модельной закалки и разработанный на их основе комбинированный метод имеют существенный недостаток, который затрудняет их применение на летательных аппаратах. При использовании данных подходов не гарантируется, что оптимальное решение будет найдено за фиксированный интервал времени. Поэтому такие подходы, как правило, используются, для идентификации параметров модели, в задачах планирования траекторий движения летательного аппарата, где не требуется высокое быстродействие.
Алгоритмы на основе нечеткой логики могут применяться для управления различными подвижными объектами [63, 189]. В работе [194] система управления вертолетом построена на базе алгоритмов нечеткой логики, с использованием наборов лингвистических переменных и правил «ifhen». В [172] приведены структуры регуляторов для установки общего шага НВ, циклических углов НВ и общего шага РВ. В [196] предложена общая архитектура автопилота. При проектировании регулятора была поставлена цель: осуществление быстрого и точного управления на заданной высоте, в заданном диапазоне 1-2 м над уровнем моря, при различных значениях полезной нагрузки. Самонастраивающийся регулятор на основе нечеткой логики при 10% изменении массы вертолета, показал большую устойчивость в сравнении с ручным управлением [196].
Нечеткие регуляторы имеют ряд недостатков: математическими методами невозможно провести математический анализ такой системы, с увеличением входных переменных увеличивается сложность вычислений, увеличивается база правил регулятора. Одним из ключевых недостатков является отсутствие стандартной методики для проектирования и расчета нечетких систем.
Математическая модель одновинтового мини-вертолета JSZ.90 V2
В п. 1.3. была обоснована необходимость получения обобщенной нелинейной многосвязной математической модели вертолета. В теории управления ЛА широко используются математические модели движения на основе уравнений динамики твердого тела [2, 65, 66]. В зависимости от типа летательного аппарата и рассматриваемой задачи эти модели учитывают разное количество степеней свободы и составляющих равнодействующей силы. Математическая модель движений вертолета представляет собой нелинейную, многосвязную систему. В случае необходимости применяются методы декомпозиции и линеаризации модели относительно заданных режимов полета.
В данной главе предполагается получить обобщенную нелинейную математическую модель движения подвижного объекта вертолетного типа. Затем, на основе этой модели синтезировать математическую модель движения одновинтового мини-вертолета. Для параметрической идентификации модели предполагается использовать численные методы, а для проверки полученной модели движения - использовать программный пакет MATLAB.
Обобщенная нелинейная математическая модель с перестраиваемой структурой летательного аппарата вертолетного типа
Пусть обобщенная нелинейная математическая модель с перестраиваемой структурой ЛА вертолетного типа (далее обобщенная модель вертолета), описывает основные вертолетные схемы и включает дополнительные преобразования. Дополнительные преобразования связывают управляющие силы и моменты с управляющими воздействиями. Летательные аппараты вертолетного типа могут быть классифицированы по схемам их исполнения (компоновке): - одновинтовые вертолеты [30]. Это самая большая группа, в нее входят все вертолеты с одним несущим винтом. Далее одновинтовые вертолеты делятся по способу компенсации крутящего момента винта; - двухвинтовые вертолеты. Это вертолеты, в которых используются два противоположно вращающихся несущих винта, при этом крутящие моменты винтов взаимно компенсируются. Винты могут располагаться соосно [149], вдоль корпуса, поперек корпуса и перекрещиваться; - многовинтовые летательные аппараты. К ним относятся современные мультикоптеры, которые, как правило, имеют от трех до восьми винтов. Перемещение мультикоптера в пространстве осуществляется за счет попарного изменения скоростей вращения несущих винтов на концах лучей [78, 79, 87, 88, 91, 93, 94, 95, 96, 100, 101, 109, 152, 158, 159, 160, 199, 200, 203, 205].
С позиции сложности построения математической модели движений ЛА вертолетного типа, многовинтовые вертолеты являются самым простым случаем [130, 134, 146, 147, 151, 154, 169, 170, 171, 181, 198]. Наиболее сложным случаем являются вертолеты одновинтовой схемы с рулевым винтом [11]. Это связано с особенностями несущего винта и «паразитным» влиянием рулевого винта. где хЕ, 0s, VB,&в,VB,&в Ат,АЮ,М \ FB, NB - имеют тот же смысл, что и в (1.1), 8 b-вектор управляемых координат (тяги автомата-перекоса несущего винта (АП НВ), тяга РВ и т.д.), К- (ЬхЬ)-матрица коэффициентов, U - b-вектор перемещений управляющих элементов (общие шаги несущего и рулевого винтов, циклические углы, обороты несущего и рулевого винтов). Т&- (bxb) матрица инерционности исполнительных механизмов, b - количество тяг и углов поворота управляющих поверхностей. Запишем FB в связанной с фюзеляжем вертолета системе координат: FB =GB +FB + RB , и корп где GB =[GB ,GB ,GB ,MBMBMB У - вектор силы тяжести, г управляющих сил и X у Z (лХ (jy (JZ J U моментов вертолета; RB =[RB ,RB ,RB ,MB ,MB ,МВ У - вектор корп корп,х корп,у корп,г корп,х корп,у корп,г J аэродинамических сил фюзеляжа и элементов планера вертолета; 2) в одновинтовом вертолете подъемная сила создается одним несущим винтов, в многовинтовом вертолете она создается суммой тяг двух и более несущих винтов. Поэтому в обобщенную модель введены выражения, где FB - результирующие силы и моменты, создаваемые винтами вертолета и двигателями; Р.(5.),м1- вектор силы и момент z-го винта; 8- вектор управляемых координат, винтами, а так же связанные с ними эффекты. Из рисунка видно, что одновинтовая схема отчасти является обобщенным случаем вертолета.
С Мв- момент, создаваемый ;-м двигателем вертолета, направлен по направлению вращения винта; м -крутящий момент /-го винта вертолета, / количество винтов вертолета, j - количество двигателей вертолета; a коэффициент, определяющий количество винтов; Вр - коэффициент, учитывающий наличие рулевого винта, d -коэффициент, определяющий наличие двигателя, эти коэффициенты могут принимать целые значения в диапазоне [0,1]; На рисунке 2.1 приведены типовые схемы ЛА вертолетного типа с обозначением сил и моментов, индуцируемых воздушными использованием (2.3) математическая модель (2.1)-(2.2) может быть преобразована в математические модели движения вертолетов требуемых схем (одновинтовые: с рулевым винтом, без рулевого винта; двухвинтовые: соосные, продольное и поперечное расположения винтов; многовинтовые) для задач управления; 3) как известно управление одновинтовым вертолетом осуществляется за счет плавного изменения числа оборотов и углов установки лопастей винтов НВ и РВ. Это приводит к изменению модуля и направления результирующей аэродинамической силы, определяющей управляющие силы Ри и моменты Ми. Поэтому для получения полной математической модели вертолета, как объекта управления, необходимо описать связь между управляющими силами, моментами и реальными управляющими воздействиями, которыми являются число оборотов винтов, общий шаг винтов, циклические углы несущего винта в продольной и поперечной плоскостях.
Задание траекторий движения роботизированного мини-вертолета
В правые части уравнений аэродинамических сил фюзеляжа входят сх су ,сг - аэродинамические коэффициенты (лобового сопротивления, подъемной силы, момента тангажа), получаемые путем аэродинамической продувки корпуса и элементов планера.
Следует заметить, что влияние аэродинамических сил на фюзеляж мини-вертолетов существенно проявляется только на больших скоростях. При пилотировании на малых скоростях разница в управлении между мини-вертолетом с установленным обтекателем и без обтекателя практически не проявляется.
Гравитационные силы и моменты, действующие на вертолет. Положим, что координаты ЦМ вертолета и координаты центра приложения сил совпадают, тогда силы гравитации действуют на вертолет относительно его собственного центра масс. Аналогично, относительно ЦМ действуют моменты гравитации. Для вертолетов с жидким топливом ЦМ будет меняться во времени из-за расхода и раскачивания горючего в топливном баке. Координаты ЦМ (д; ,у ,z ) входят в
Для мини-вертолетов на твердом топливе – электровертолетов, координаты ЦМ во времени не меняются. Силы и моменты несущего и рулевого винтов и их влияние вертолет. В соответствии с классической схемой одновинтовой вертолет JSZ .90 V2 имеет два винта / = Г1, 21, один несущий винт аа =1, один рулевой Врп =1. На вертолете установлен один двигатель J, = 1. Тогда выражения (2.8) примут вид:
При наличии рулевого винта его тяга компенсирует крутящий момент, производимый НВ, с его помощью осуществляется управление курсом вертолета. Величина крутящего момента меняется в зависимости от изменений ОШ и оборотов на НВ. Момент РВ незначителен по сравнению с моментом НВ [3].
Рулевой винт оказывает значительное влияние на динамику всего вертолета в целом. Так, для вертолета, с вращающимся по часовой стрелке НВ, вектор силы тяги РВ будет направлен влево. На режиме взлета, до отрыва шасси от земли, это приводит к крену вертолета на левый бок. После отрыва шасси от земли, сила тяги РВ будет сносить вертолет влево. Смещение влево пилот компенсирует небольшим креном вправо. Рулевой винт оказывает влияние на поведение вертолета не только на режимах взлета/посадки, но и на всех остальных режимах.
Особенности несущего винта вертолета. Следует отметить особенности несущего винта. Несущий винт вертолета является одновременно крылом и источником движущей силы. От НВ зависит скорость полета вертолета, его динамика, грузоподъемность, управляемость. Соответственно, НВ является основным источником физических явлений, действующих на вертолет. Воздушный поток, индуцируемый НВ, омывает фюзеляж и все его элементы (РВ включительно, за исключением того случая, когда рулевой винт вмонтирован в киль (фенестерон)), то возникает сила лобового сопротивления, которая зависит от обтекаемости формы и геометрических размеров фюзеляжа. Однако, для вертолетов без крыла, например, JSZ.90 V2 [12] потери тяги несущего винта на обдувку фюзеляжа можно не учитывать (т.к. потери составляют 1-2% от тяги НВ). Обычно в расчетах используется усредненное значение Рт за один оборот, т.к. сила тяги каждой лопасти НВ непостоянна и изменяется по периодическому закону. Скорость полета вертолета оказывает влияние на распределение скоростей на лопасти [7], как показано на рисунке 2.5. В свою очередь, скорость полета ограничена явлением срыва потока на НВ. Срыв потока на лопастях возникает при полете на больших скоростях. С увеличением скорости полета увеличивается угол атаки на отступающей лопасти и уменьшается скорость обтекания лопасти. С ростом скорости на определенной отметке произойдет срыв воздушного потока, который начнется на границе несущей части [3] отступающей лопасти. В модели вертолета JSZ.90 V2 для предотвращения срыва воздушного потока максимально допустимая скорость полета вертолета ограничена 12 м/с (значение установлено экспериментально).
Скорость полета вертолета оказывает влияние на распределение скоростей на лопасти, движущейся по азимуту [7] На подъемную силу НВ Рт оказывает влияние эффект «земной подушки» ИВ1 [3], который возникает из-за того, что поверхность земли задерживает НВ. f(H,VR =0)- функция ослабления воздушный поток, отбрасываемый НВ, и, по мере снижения, увеличивается индуктивная скорость вертолета, происходит увеличение силы тяги. При моделировании эффекта «земной подушки», возникающего на малых высотах, производится умножение тяги НВ на коэффициент Кзем [3]: К =[1+МГ (H,VR =0)f(VR,H)], (2.23) ЗЄМ ЗЄМ X х где AK3eM=f(H,V =0) - зависимость Кзем от (Я,Кл=0)- относительного расстояния от втулки НВ до земли при нулевом значении продольной составляющей воздушной скорости эффекта «земной подушки» с ростом воздушной скорости. циклических углов к аналоговым сигналам исполнительных механизмов В мини-вертолетах используется широко распространенная система микширования CCPM120 [8]. Это электронно-механическая система управления общим шагом и циклическими углами. Такая система микширования применена в мини-вертолете JSZ.90 V2 (рисунок 2.7, б). На рисунке 2.7, а) приведена схема тарелки автомата перекоса [102]. а) б)
В приведенной схеме координатами хТІ,уТІ обозначено расположение сервоприводов, сервоприводы соединяются с тарелкой АП вертикальными тягами, LT1, LT2, LT3 - обозначены вертикальные перемещения тяг, которые приводятся в движение сервоприводами. R. - радиус тарелки АП, п - вектор нормали к поверхности тарелки АП. В приведенной схеме величина ОШ выставляется перемещением тарелки АП по вертикали, циклические углы выставляются посредством наклона тарелки АП. Например, для JSZ .90 V2 р -наклон по тангажу приводит к наклону тарелки АП, движение тарелки передается на тяги флайбара, затем к цапфам. Поворот цапф приводит к изменению угла атаки лопасти. В CCPM120 3 сервопривода перемещают механические тяги АП одновременно и описываются выражениями [102]:
Исследование автопилота роботизированного одновинтового вертолета в программно-аппаратном моделирующем комплексе
В основе разрабатываемого метода управления лежит известный метод позиционно-траекторного управления подвижными объектами [60], который ориентирован на подвижные объекты, описываемые уравнениями (2.5)-(2.7). Одновинтовой мини-вертолет является сложным нелинейным подвижным объектом управления. Поэтому, для того чтобы синтезировать алгоритмы управления мини-вертолетом с использованием данного метода, необходимо учесть следующие особенности мини-вертолета: - нелинейность и многосвязность каналов управления вертолета; - число управляемых переменных вертолета обычно не равно количеству управлений; - необходимо учесть соотношения (2.9), связывающие управляющие силы и управляющие воздействия, обусловленные схемой управления вертолета; - координаты центра масс вертолета меняются во времени (расход топлива, смещение оборудования), поэтому требуется оценивать положение ЦМ вертолета. Разработка метода адаптивного позиционно-траекторного управления (АПТУ) роботизированным одновинтовым вертолетом при следующих допущениях:
1) объект управления описывается уравнениями вида (2.5)-(2.7). Динамика вертолета и кинематические соотношения описаны уравнениями (2.5)-(2.6). Исследования показали, что многосвязность каналов управления малоразмерных вертолетов оказывает существенное влияние на динамику мини-вертолетов. Поэтому, для повышения эффективности управления роботизированным одновинтовым вертолетом, введены два дополнительных условия при формировании целей управления: - первое условие состоит в том, чтобы роботизированный вертолет по желаемой траектории двигался носом вперед, если траектория не имеет сложных участков. Под сложными участками траектории понимаются крутые повороты и изломы траектории, расстояние между которыми меньше или незначительно превышает размеры вертолета; - скольжение вертолета допускается преимущественно на режиме висения, т.к. одновинтовой мини-вертолет имеет высокое боковое сопротивление, а так же для корректировки незначительных боковых смещений от заданной траектории.
Модель одновинтового вертолета в отличие модели твердого тела имеет ограничения на управления, что в свою очередь сказывается на формировании допустимых траекторий полета. В диссертационной работе рекомендуемые значения допустимых углов мини-вертолета определены экспериментально (см. таблицу 3.1);
Цели управления в соответствии с режимом полета для мини-вертолета и учетом многосвязности его каналов управления
Режим полета Требования к параметрам, условия Рекомендуемые величины целевых углов, команды Взлет/Посадка целевые углы тангажа и крена должны быть равны углам = 2 град., = 3 град. балансировки, вводится компенсация РВ. Висение рекомендованная высота полета составляет 1 диаметр НВ и более 0 = 2 град., у = 3 град. где (Х ),K2,K3(t), К4 - матрицы назначаемых коэффициентов, которые определяют желаемый характер движения подвижного объекта. Ff(x , у , z ) -векторы аэродинамических сил, зависящие от скоростей и кординат ЦМ вертолета. В выражении (3.1) вектор FB =\РВ Мв]т, где Рв = \FB FB FB\- вектор
Для расчета требуемых управляющих воздействий в соответствии с уравнениями динамики вертолета необходимы численные значения координат центра масс (ЦМ) вертолета. В полете координаты ЦМ вертолета изменяются из-за расхода топлива в баке, перемещения бортового оборудования или его потери. Поэтому требуется оперативное оценивание и крена вертолета. Схема управления вертолетом устроена так (см. рисунок 2.2), что изменение оборотов и шагов несущего и рулевого винтов, циклических углов НВ приводит к перемещению вертолета в горизонтальной и вертикальной плоскостях и к изменению углов крена, тангажа и рыскания. Поэтому в (3.4), (3.5) введены логические выражения для компенсации взаимосвязанности каналов управления.
Полученные выражения (3.1)-(3.7) являются основными соотношениями предложенного в работе адаптивного позиционно-траекторного управления (АПТУ). Его адаптивность обеспечивается оперативным оцениванием изменяющихся координат центра масс вертолета. На основе разработанного метода АПТУ построена компьютерная модель системы управления одновинтовым вертолетом, реализованная в программно-аппаратном комплексе компьютерного моделирования.
Пересечением плоскостей задается прямолинейное и вертикальное движения. Криволинейная траектория задается пересечением цилиндра и плоскости, полученными из (3.8), как показано на рисунке 3.1, а). Например, траектория в форме окружности с R = 30 м, Для исследования СУ в задачах взлета и позиционирования в точке используются три квадратичные формы, пересечение которых определяет эту точку (см. рисунок 3.1, б). Следует отметить, что полет вертолета комбинируется из разных режимов, поэтому, траектория состоит из множества различных фрагментов. Для этого в автопилоте используется планировщик, который по заданным условиям переключает фрагменты траектории (рисунок 3.2). Программная реализация класса планировщика на языке C++ приведена в приложении В. Условиями для переключения могут являться контрольная точка, общая скорость или все вместе. Тогда переключение между фрагментами будет выполняться по результатам проверки: где mewa , - это отклонение вертолета от заданной траектории 5 , которое будет определяться уравнением поверхности второго порядка, соответствует квадрату радиуса сферы, %задатая- максимально допустимая ошибка, должна быть больше максимальной погрешности определения координат (хЕ ,уБ ,zE ), xf, yf, текущее / теестщее текущее 0 \) z0E – параметры переключения, соответствуют бесконечно малой величине ошибки. Полная траектория движения представляет собой цепочку из контрольных точек. Отметим, что данное выражение использовано в главе 4 при моделировании полета вертолета вдоль сложных траекторий.