Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Обзор исследований и постановка задачи автоматического управления
1.1 Обзор исследований по проблеме автоматизации дозаправки в воздухе
1.1.1 Подходы к формированию систем автоматического управления
1.1.2 Обзор натурных испытаний процесса автоматической дозаправки 20
1.2 Постановка задачи автоматического управления БЛА на этапе стыковки 25
1.2.2 Математическая постановка задачи автоматического управления
Глава 2. Разработка системы автоматического управления БЛА на этапе соли ксния и стыковки с Тсінксиом при Д03с1пг)с1вкс топливом в воздухе т-1
2.2 Структуризация задачи с учетом терминальных требований к стыковке 42
2.2.1 Линеаризация модели ЛА с учетом особенностей задачи стыковки 42
2.3 Специфика структуры алгоритмов управления БЛА на этапе
2.4 Формирование требований к быстродействию исследуемой системы 65
2.5 L1-адаптивное управление для скалярного случая как основа синтеза
2.5.1 Построение алгоритмов L1 на основе выходных параметров системы з
2.6 Применение наблюдателей состояния в алгоритме управления БJIA 77
2.6.1 Преимущество применения наблюдателей состояния для определения
2.7.1 L1-адаптивное формирование управления в каналах стабилизации
2.7.2 Алгоритм отработки (стабилизации) заданного угла крена 93
2.7.3 Алгоритм компенсации рассогласования AY на конечном этапе
2.7.4 Алгоритм компенсации рассогласования AZ на конечном этапе
2.7.5 Алгоритм отработки АХзад и АХзад с использованием полученного
2.7.7 Синтез алгоритмов стабилизации AZ3{W и AZ3afl ПО
2.8 Выводы по главе 2 113
Глава 3. Разработка вычислительных систем и стендов ПНМ для
3.1 Учет возмущений и структурных особенностей нелинейных
3.3 Полунатурная и натурная проверка контура управления с
3.5 Выводы по главе 3 133
Глава 4. Многофакторный анализ разработанных алгоритмов
4.1 Математическое моделирование процесса стыковки с использованием
4.1.1 Проверка отработки и стабилизации заданной угловой скорости 137
4.1.2 Проверка отработки и стабилизации заданного углового положения 140
4.1.3 Анализ эффективности оценивания параметров АХ, AY, AZ
4.1.4 Проверка отработки вертикального, бокового и продольного
4.2 Проверка и эффективность практического применения с
Список литературы
- Обзор натурных испытаний процесса автоматической дозаправки
- Линеаризация модели ЛА с учетом особенностей задачи стыковки
- Построение алгоритмов L1 на основе выходных параметров системы
- Проверка отработки и стабилизации заданного углового положения
Обзор натурных испытаний процесса автоматической дозаправки
Существует два общепринятых способа дозаправки топливом в воздухе: штанга-конус и штанга-горловина (жесткая сцепка) [1, 3, 4]. В первом варианте танкер выпускает длинный гибкий шланг, который тянется за танкером с некоторым снижением. На конце шланга закреплено конусовидное устройство, называемое корзиной или конусом, который занимает положение за танкером. При этом, относительно точки крепления шланга, конус располагается ниже по высоте. Самолет, который нуждается в дозаправке, выпускает жесткое, иногда составное, устройство, называемое штангой. Чаще всего она располагается по правую или по левую руку от пилота на фюзеляже. В то время как танкер совершает горизонтальный, прямолинейный полет, никак не управляя движением конуса, пилот заправляемого самолета летит позади и ниже танкера, управляя своим самолетом таким образом, чтобы штанга, установленная на его самолет, состыковалась с конусом. После соединения, клапан в конусе открывается, что позволяет начать перекачку топлива, и два самолета летят строем до тех пор, пока не закончится передача топлива. Дозаправляемый самолет затем снижает свою скорость в достаточной степени, чтобы отстыковать штангу от конуса. Дозаправка штанга-конус - это стандартный метод заправки топливом в воздухе для самолетов ВМФ США, НАТО, России и Китая [1, 3, 4]. Разработка системы автоматического управления полетом летательного аппарата для дозаправки топливом в воздухе включает в себя выбор датчиков для определения относительного положения танкера и БЛА [5-23], синтез законов управления процессом дозаправки топливом в воздухе [24-36], разработку алгоритмов построения траектории, обеспечивающей выход заправляемого БЛА к танкеру оптимальным образом [37, 38]. Следует отметить, что имеет место большое множество работ, посвященных упрощенной разработке алгоритмов управления БЛА для обеспечения успешной стыковки в процессе дозаправки топливом в воздухе, но можно выделить несколько исследовательских коллективов, которые занимаются вопросом дозаправки длительное время и получили научно-технические результаты.
Первоначально, исследования по определению относительного положения танкера и БЛА включали в себя эксперименты по измерению относительных координат двух самолетов в полете с использованием дифференциальной спутниковой навигации. Однако более перспективным оказалось использование оптических датчиков (ОД). Они обладают рядом преимуществ, на которые обратили внимание исследователи: ОД работают в пассивном режиме, позволяют измерять расстояния с точностью до 1 см, обеспечивая выдачу информации с высокой частотой.
Валасек с коллегами [6] предложили использование ОД установленных на заправляемом БЛА для определения положения конуса. Конус оснащается несколькими световыми маяками. Анализируя сигналы, получаемые от маяков на оптический датчик, можно определить положение летательного аппарата по шести степеням свободы и дальности до конуса относительно вспомогательной системы координат, связанной с конусом.
Валасеком с коллегами были также представлены результаты разработки и моделирования контура управления для процедуры стыковки [6, 36]. Предполагалось, что конус неподвижен, турбулентность от танкера была представлена случайным шумом и «игнорировалась» системой управления. В данном исследовании в качестве системы управления полетом заправляемого БЛА был использован оптимальный закон управления, а для формирования желаемой траектории движения БЛА в процессе стыковки применялось специальный алгоритм [6]. Оптимальный контроллер, разработанный Валасеком с коллегами, не рассчитан на входные сигналы с высокой скоростью изменения. Для улучшения устойчивости контура управления к таким сигналам был использован низкочастотный фильтр предварительной обработки. Моделирование системы проводилось для случая стыковки с неподвижным конусом при начальном рассогласованием по трем осям и с учетом турбулентности. Результаты моделирования показали, что система способна эффективно выполнять процесс стыковки. В системе управления, рассмотренной выше, предполагалось что все компоненты вектора пространства состояния известны. Но это не всегда имеет место. Для определения переменных пространства состояния, которые невозможно измерить непосредственно с помощью датчиков, в условиях фильтрации сопутствующих шумов (порывов ветра, вихревого следа от танкера) и шумов измерения датчиков, Киммет с коллегами [7] улучшил структуру управления, добавив в неё разновидность фильтра Калмана. Контуры управления разработанные Валасеком и Кимметом наиболее подходят для стыковки со сравнительно малоподвижным конусом. Тандейл с коллегами [8] разработали контур управления на основе наблюдателя, который не требует использования модели конуса или предварительной информации о его положении. Для преобразования относительного положения конуса, измеренного оптическим датчиком, в соответствующую ему траекторию используется модуль синтеза траектории. Наблюдатель состояния определяет координаты пространства состояния соответствующие этой траектории, которые затем необходимо отработать летательному аппарату. Для формирования управления с прогнозом наблюдатель состояния обеспечивает формирование упреждающего сигнала (производной). Таким образом Тандейл с коллегами развивают подход к формированию траектории движения БЛА в процессе стыковки, предложенный Валасеком. Недостатком исследований Валасека и Тандейла с коллегами можно считать слабый учет реальных характеристик спутного следа танкера.
Фраволини с коллегами [9] при определении положения конуса предложили стратегию нечеткого управления с объединением информации от GPS и от системы машинного видения (оптического источника информации). При большом расстоянии между танкером и заправляемым самолетом необходимая обратная связь по дальности обеспечивается системой спутниковой навигации. На средней дальности, расстояние рассчитывается как взвешенная сумма дальности измеренной GPS и оптической системой. На малых дальностях расстояние между конусом и штангой определяется с помощью системы машинного видений. На основе моделирования авторы показали, что предложенная схема обеспечивает автоматическую дозаправку топливом беспилотного летательного аппарата. Однако в процессе моделирования не полностью учитывались влияние вихревого поля танкера, а также движение конуса дозаправки.
Линеаризация модели ЛА с учетом особенностей задачи стыковки
Взаимное положение танкера и заправляемого БЛА Из системы 2.1 следует, что с уменьшением наклонной дальности, углы визирования изменяются на большую величину при тех же значениях составляющих вектора относительной скорости штанги и конуса дозаправки. Следовательно, кинематические связи содержат коэффициент усиления, который увеличивается в процессе сближения [53], а при дальности, стремящейся к нулю, стремится к бесконечно большой величине. Это вызывает неустойчивость контура управления по мере уменьшения дальности. Переход к кинематическим связями в линейных координатах AXg,AYg,AZg и AVxg,AVyg,AVzg позволяет этого избежать и обеспечить устойчивость. Именно в такой постановке задача дозаправки изложена в разделе 1.2.2., в отличие от ряда работ [28, 31, 40], где использовались кинематические связи типа 2.1.
Объект управления, описываемый уравнениями (1.3) - (1.5), (1.8) -(1.14) при учете ограничений (1.15), (1.16) имеет нелинейное описание большой размерности. Синтез законов управления без предварительной декомпозиции задачи и допустимой линеаризации математических моделей, с учетом особенности режима дозаправки топливом в воздухе, выполнить аналитическими методами затруднительно. Поэтому целесообразно сформировать линеаризованную модель с элементами алгоритмической декомпозиции.
Утверждение Постановка задачи стыковки двух летательных аппаратов в процессе дозаправки позволяет линеаризовать описание на следующих основаниях:
Движение ЛА в процессе стыковки характеризуется малыми отклонениями вектора состояния БЛА (координат центра масс, вектора скорости, углов атаки, тангажа, крена, скольжения, рысканья) от прямолинейного горизонтального полета (невозмущенной программной траектории); 2.При малом отклонении вектора состояния БЛА имеют место линейные зависимости сил и моментов от кинематических параметров движения БЛА; 3.По первой теореме Ляпунова [54] судить о устойчивости нелинейной системы можно на основе анализа ее линейной аппроксимации;
Для поучения линейной модели динамики движения БЛА [49, 50, 51, 52, 55] задается определенный режим прямолинейного горизонтального полета (опорной траектории) с постоянной скоростью (Таблица 1). Этот режим является наиболее выгодным с точки зрения экономии топлива [56].
Таблица 1 Параметры опорной траектории движение БЛА и танкера Параметр скорость полета ЛА высота полета ЛА балансировочный угол атаки балансировочный угол скольжения вес БЛА Значение 480 км/ч 5000 м 0е 6200 кг Тогда нелинейная система общего вида (2.2) преобразуется к следующему виду: B(t)-u(t),t (2.2) где x[t) - вектор состояния в отклонениях; A[t) - матрица состояния, B\i) - матрица управления, и\і) - вектор управления. Процесс стыковки характеризуется относительно малыми отклонениями высоты и скорости полета от опорной траектории, а (2.3) коэффициенты матриц Л[і) и В\і) (зависят от коэффициентов аэродинамических сил и моментов) являются гладкими функциями времени с малыми скоростями изменения. Следовательно, можно считать коэффициенты аэродинамических сил и моментов стационарными, когда матрицы управления и состояния не зависят от времени: rx(t) = A-x(t)+B-u(t),t 0 y(t) = Dx(t) Режим полета (опорная траектория), на котором выполняется дозаправка топливом в воздухе выполняется при малых балансировочных углах атаки и скольжения (Таблица 1) и малых отклонениях параметров движения от балансировочных [56, 57]. Поэтому выполняются условия (2.4).
С учетом этих условий выполняется известная декомпозиция системы уравнений движения БЛА на продольное и боковое, короткопериодическое и длиннопериодическое [49,50, 51, 52, 55]. Уравнения короткопериодического продольного движения (здесь и далее индекс опускается) в невозмущенной атмосфере [51] принимают вид (2.5), продольного длиннопериодического движения [51] - вид (2.6), бокового короткопериодического движения [51] - вид (2.7), длиннопериодического -(2.8).
Построение алгоритмов L1 на основе выходных параметров системы
Как отмечалось ранее, с точки зрения алгоритмов управления дозаправка топливом в воздухе делится на три этапа, из которых в данном исследовании рассматривается первый - маневрирование с целью стыковки заправочного конуса со штангой (Рис. 2.3).
В свою очередь выполнение пространственного маневра ЛА с целью стыковки целесообразно разделить еще на два этапа: 1. Маневрирование с целью выравнивания самолета-танкера и заправляемого
БЛА на расстоянии 10-15 метров между штангой и конусом. 2.Стыковка заправочной штанги с конусом дозаправки (далее стыковка).
Методика выполнения дозаправки оператором хорошо отработана и формализована [1]. Два этапа стыковки (Рис. 2.3) полностью ей соответствуют. При разработке алгоритма автоматического управления такую последовательность целесообразно сохранить. Соответственно надо разработать алгоритмы управления, обеспечивающие на первом этапе выравнивание со средним положением конуса, определенным оптической системой, затем реализовать процесс стыковки или контакта. Для того чтобы обеспечить возможность измерение среднего положения конуса оптической системой, до выполнения подхода к нему, необходимо ввести этап выравнивания заправляемого самолета с положением танкера (предварительный этап). На Рис. 2.4 изображены перечисленные выше три этапа стыковки. AY
В соответствии с условиями успешной стыковки 1.15 алгоритм управления целесообразно распределить на три основных канала: Отработка продольного рассогласования АХ; Отработка бокового рассогласования AZ; Отработка рассогласования по высоте AY (АН); Этап стыковки Рассмотрим подробнее уравнения для целевых параметров. Для этого подставим в уравнение 1.5 уравнения 1.8 и 1.9:
Величины Y , XK0H sinS[, YK0H cosSx, XK0H cosSx, XmT-cos\/ -cos$ YK0H-sinS , Xg, в момент стыковки можно считать постоянными. С учетом выражений (2.4), исключив из системы (2.27) постоянные величины и опустив индексы ЛА и g, и учитывая малость углов О и у получим: АХ = X - X ; АЛЛ л Т , к л ЛА VDIT п. AY = Y +Y -Y -X -У; AZ = ZK - Z - Хшт \/; (2.28) Следовательно, по мере приближения заправляемого ЛА, а вернее штанги, к конусу составляющие Хшт $ и X \/ начинают оказывают большее влияние на изменение АХ и AZ. Так как угловое движение более быстрое по сравнению с перемещением центра масс, то компенсировать относительно небольшое рассогласование в 0,4 м, что соответствует максимальной амплитуде колебаний конуса, следует с помощью изменения углового положения БЛА. Тогда контуры автоматического управления для продольного и бокового каналов будут иметь вид, представленный на Рис. 2.5, 2.6. Данные схемы управления обеспечат отработку боковой и вертикальной ошибки с помощью изменения углов тангажа и рысканья. При этом целесообразно обеспечить стабилизацию нулевого угла крена, для развязки продольного и бокового движения. На Рис. 2.5 и 2.6 имеются следующие обозначения Кб5, Кб4, Кв4, Кв3 - алгоритмы коррекции, обеспечивающие заданные характеристики качества переходных процессов, ту-а ту-а іб їв _ коэффициенты передаточной функции ЛА. 1ЛА %ЛУг конуса Контур отработки рассогласования по боковому отклонению на этапе стыковки. Чтобы обеспечить стабилизацию углового положения БЛА в соответствии с выражениями 2.9 и 2.10 необходимо разработать алгоритм отработки заданных угловых скоростей вращения
Проверка отработки и стабилизации заданного углового положения
Возможность практической реализации алгоритмов автоматического управления БЛА на этапе стыковки была одним из основных критериев при их разработке. Именно для этого применялись методы не требующие больших вычислительных затрат на их выполнение (например, применение модифицированного наблюдателя Люинбергера вместо фильтра Калмана).
Для обеспечения практической реализуемости алгоритмов автоматического управления на этапе стыковки БЛА с танкером дозаправки в воздухе необходимо, чтобы эти алгоритмы в математической модели интегрировались с шагом квантования равным шагу квантования бортовых вычислительных машин (БВМ)
КСУ. При этом в качестве метода интегрирования в математической модели должен использоваться тот же метод интегрирования, что и в БВМ. Так для алгоритмов из раздела 3.4.2 таким шагом квантования была 0,01 с, а в качестве метода интегрирования используется метод первого порядка (Эйлера). Если результаты имитационного моделирования дают положительный результат, проводится оценка вычислительных ресурсов БВМ, необходимых для реализации алгоритмов (процессорное время, объем оперативной и постоянной памяти). Для алгоритмов из раздела 3.4.2 все эти необходимые условия были выполнены.
В рамках работы по беспилотному авиационному комплексу средней дальности «Альтиус» разработаны алгоритмы автоматического управления БЛА на этапе стыковки. Их отличие от алгоритмов, представленных в главе 2 состоит в том, что внутренний контур отработки заданных угловых скоростей реализован с помощью ПИ-регуляторов, а не L1-адаптивных методов. Положительные результаты имитационного моделирования и оценки необходимых ресурсов БВМ представлены в соответствующем техническом отчете [82]. В данном варианте шаг квантования при математическом моделировании составлял 0,005 с, в качестве метода интегрирования использовался метод Эйлера. Шаг квантования был уменьшен в расчете на увеличение производительности БВМ.
Наибольшую трудность для практической реализации представляет L1-адаптивный алгоритм, потому что предъявляет жесткие требование к шагу квантования (интегрирования) при его реализации в БВМ. Это обусловлено большим коэффициентом усиления. Если шаг квантования будет больше определенного, то это вызовет вычислительную неустойчивость [71] процесса интегрирования. Как было отмечено выше, математическое моделирование проводится с помощью метода интегрирования дифференциальных уравнений Эйлера первого порядка [71]. Коэффициент усиления Г=10000 (Рис. 2.13) требует, чтобы шаг интегрирования был не менее 0.00005 с. Однако такой шаг является неприемлемым для абсолютного большинства БВМ систем управления летательными аппаратами. Поэтому предложено производить интегрирование закона адаптации отдельно от остальной части алгоритма с меньшим шагом. Для этого уже на этапе имитационного моделирования L1-алгоритмы были реализованы в виде исходного кода на языке Си (приложение П.З) в соответствии со структурой, представленной в главе 2 (Рис. 2.10). Такой подход позволяет интегрировать алгоритмы автоматического управления (кроме L1-алгоритма) с шагом приемлемым для реализации в БВМ, a L1 -алгоритм интегрируется с шагом 0.00002 с. Подробнее материал изложен в приложении П.5. Следующим шагом для практической реализации алгоритмов является их переложение на языке Си, который используется для написания программ для большинства отечественных систем управления полетом ЛА. Исходный код программы на языке Си, реализующий закон управления БЛА на этапе стыковки представлен в приложении П. 6.
Каждый алгоритм требует проверки его работоспособности. Так как в настоящее время не один отечественный маневренный ЛА не оснащен аппаратурой автоматического управления полетом в процессе дозаправки топливом в воздухе, то проверку идеологии построения алгоритма можно провести, только частично применив алгоритмы из главы 2 в контуре ручного управления ЛА на этапе стыковки. В этом случае вместо оптической локационной системы предлагается использовать оператора, управляющего ЛА (летчика), для оценки рассогласования между положением штанги и конуса дозаправки (АХ, AY, AZ). Если приспособить часть алгоритма автоматического управления под ручное управление (модифицировать алгоритмы для ручного управления), то возможно провести их проверку как на стенде полунатурного моделирования, так и в натурных работах (в полете). В данном случае проверка производится с помощью летной лаборатории, в качестве которой выступает МиГ-29К/КУБ.
Производительность БВМ КСУ МиГ-29К/КУБ (комплексной системы управления) имеет относительно устаревшую архитектуру и не позволяет реализовать L1-адаптивный закон в полной мере. Поэтому вместо внутреннего контура управления с использованием L1-использован внутренний контур на основе ПИ-регулятора (приложение П. 5). Такая замена не является противоречивой, так как ПИ-регулятор является частным случаем адаптивного регулятора [71].