Режим балансировки и стабилизации движения самолета
Балансировочные значения параметров самолета позволяют обеспечить выдерживание заданного режима полета при отсутствии возмущающих воздействий со стороны внешней среды. Эти значения определяют установившийся режим полета, когда силы и моменты, действующие на самолет, уравновешивают друг друга и обеспечивают его равномерное движение. Решение задачи балансировки численного метода получено методом вращающихся координат [1].
При моделировании движения ЛА исследованы режим стабилизации. Назначением данного режима является автоматическая стабилизация положения летательного аппарата относительно заданного невозмущенного положения. Для рассматриваемого самолета приняты следующие законы управления [3]:
- для контуров стабилизации продольного движения:
- для контуров стабилизации бокового движения:
где Ui – синтезируемые управления, Ki , Aij –постоянные положительные коэффициенты, Δ – отклонение параметров состояния.
Системы автоматического управления (САУ) ЛА.
Адаптивная стабилизация движения ЛА.
Во время полета параметры ЛА изменяются, поэтому для выдерживания его полётного задания необходимо для САУ построить регуляторы, использующие алгоритмы управления с подстройкой параметров, основанные на применении обычных алгоритмов управления совместно с рекуррентными методами оценивания (идентификации) параметров. В этом алгоритме управления летательный аппарат рассматривается как линейный объект и его математическая модель (ММ) представима в виде передаточных функций (с параметрами на данный момент полёта). С помощью программы идентификации мы определяем линейную ММ, наилучше сходную с реальной нелинейной ММ ЛА. После этого находим параметры регулятора, по которым вычисляем управления, обеспечивающие сходство реагирования самолета и его предсказанной ММ к желаемому.
|
|
|
Алгоритм идентификации коэффициентов передаточных функций продольного движения ЛА.
В данной работе сначала обсуждаем задачу стабилизации угловой скорости wz при наличии ветра и изменении массы самолета во время полета. Потом рассмотрим задачу оптимального управления полета. Для решения первой задачи необходимо идентифицировать коэффициентов передаточной функции угловой скорости wz по отклонению руля высоты dв, а для второй задачи оценить еще передаточную функцию угла атаки по dв.
, 
(1)
где 
, 
Формулы для всех производных аэродинамических коэффициентов см. в [4];
В алгоритме идентификации используем дискретные передаточные функции. Предполагаем, что на входе канала управления стоит экстраполятор нулевого порядка. Тогда Z-преобразование передаточных функций (1) имеет следующий вид:
|
|
|
, 
(2)
где Da, Dwz, Ddв – вариации, т.е. отклонения угла атаки, угловой скорости, отклонения руля высоты от балансировочных значений.
В общем виде обозначаем a(z) и wz(z) через y(z) , а dв(z) через u(z). В полете y(z) содержит аддитивную случайную помеху n(z), которая рассматривается как авторегрессионный процесс со скользящим средним. Запишем дискретную передаточную функцию формирующего фильтра шума:
здесь v(k)-последовательность нормально распределенных статистически независимых случайных величин (дискретный белый шум) с математическим ожиданием: E{ν(k)} и ковариационной функцией cov[ν(k),τ] = E{ν(k)ν(k+τ)}= σν2δ(τ),где - σν2 дисперсия(интенсивность), δ(τ) - функция Кронекера. Модель объекта, в которой участвует внешняя помеха:
y(z)=[B(z)/A(z)].u(z) + [D(z)/C(z)].ν(z) (3)
Задача параметрической идентификации состоит в получении оценок параметров полученной выше модели (3) , т.е. коэффициентов полиномов A(1/z) и B(1/z), а также C(1/z) и D(1/z) по результатам вычислений входа n(k) и выхода y(k).Считается, что помеха является стационарной и корни полинома C(1/z) лежат внутри единичной окружности на плоскости z.
|
|
|
Дата добавления: 2020-04-08; просмотров: 179; Мы поможем в написании вашей работы! |
Мы поможем в написании ваших работ!