доцент кафедры Авиационных электросистем и пилотажно-навигационных комплексов,
г. Иркутск
Associate Professor,
Irkutsk
доктор технических наук, доцент, профессор кафедры Автоматизации производственных процессов,
г. Иркутск
Doctor of Technical Sciences, Associate Professor, Full Professor,
Irkutsk
В статье рассматривается методика синтеза нелинейных систем управления воздушным судном (ВС) на основе оптимизации пилотажного контура по методу обратных задач динамики. Для синтеза алгоритмов управления применяется нелинейная математическая модель движения ВС на пилотажном и траекторном уровнях. Определены этапы методики синтеза на пилотажном уровне, включающие: назначение эталонных движений ВС по трем степеням свободы, выбор структуры алгоритмов управления и их параметров, определение степени близости текущего и эталонного движений с помощью квадратичного функционала с последующей организацией движения к экстремуму-минимуму градиентным методом. Через оптимизируемые параметры пилотажного уровня решается прямая задача динамики для траекторного уровня управления пространственным движением ВС. Основой для выполнения расчета траекторных параметров ВС является нелинейная математическая модель траекторного движения, входом для которого служат выходные параметры пилотажного уровня. При этом выходные параметры траекторного уровня определяются путем численного интегрирования входных сигналов с учетом динамических обдувочных коэффициентов ВС. Разработана структурная схема организации контуров управления пространственным движением ВС. Выполнено исследование функционирования пилотажного контура путем численного моделирования с использованием программ MathCad и Паскаль. Параметры эталонной модели определялись путем имитационного моделирования на языке Паскаль по реакции нелинейной модели ВС на ступенчатые отклонения аэродинамических рулей. Показано, что задача управления пространственным движением оптимальна в смысле реализации управляющего воздействия. Кроме того, в сравнении с [
The article considers the technique of the synthesis of non-linear aircraft control systems by flight optimization us- ing inverse dynamics problems. To synthesize control algorithms a non-linear model of aircraft flight and trajectory movement is used. The authors define method stages of flying level synthesis which include: selection of aircraft reference movements in accordance with three degrees of freedom, structuring the control algorithms and their parameters, defining the proximity of current and reference movements by means of a quadratic functional and further extremum-minimum movement organization by the gradient method. Through the optimized parameters of flying level the direct dynamics problem of trajectory level control of the aircraft spatial movement is solved. The basis for calculating the aircraft trajecto- ry parameters is a non-linear model of the trajectory movement for which flying level output parameters serve as input data. The trajectory level output parameters are defined by numerical integration of input signals considering aircraft dynamic blow coefficients. The structure diagram of aircraft spatial movement control organization is developed. The flight contour functioning is examined using numerical modeling in MathCad and Paskal programs. Reference parameters were determined by Paskal simulation modeling according to the reaction of a non-linear aircraft model to the “bounces” of aerody- namical flight controls. It is shown that the spatial control problem is optimal in terms of input control realization. Besides, in comparison with [
The authors declare that there are no conflicts of interest present.