Официальный представитель Telecrane в России

2. Тихонравов М.К. Полет птиц и машины с машущими крыльями -М.: «Оборонгиз», 1949. – 208с.

3. Р. Александер Биомеханика – М.: «Мир», 1970. – 340 с.

4. http://www.festo.com/

5. http://flappingflight.com

6. http://katera.ru

7. Яцун С.Ф., Черепанов А.А., Рублев С.Б. Исследование движения трехзвенного мобильного робота по горизонтальной шероховатой поверхности // Изв. Юго-Зап. гос. ун-та. Серия Техника и технологии. 2022. – № 2. – Ч. 1. – С. 182-191.

ОПИСАНИЕ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАЮЩИХ РОБОТОВ

Н.И. Попов, начальник адъюнктуры С.В. Ефимов, доцент, к.т.н.

Воронежский институт ГПС МЧС России, г.Воронеж

Анализ литературных источников показывает, что сегодня в основном применяются коптеры, управляемые оператором на основе визуального контроля положения робота в пространстве. Разработка таких устройств имеет ряд особенностей, связанных с тем, что оператор вынужден постоянно следить за положением коптера в пространстве, предвидеть возможность столкновений коптера с препятствиями и своевременно подавать управляющие воздействия на приводы соответствующих винтов. Это требует серьезной подготовки и тренинга оператора. Такой подход обладает такими существенными недостатками, как ограниченная область применения мобильных роботов, вызванная необходимостью поддержки связи с постом оператора; сложность управления на уровне действий, приводящая к быстрому утомлению оператора; сложность выработки адекватного управления на основе телеметрических данных.

Более перспективным является система управления движением с применением автономных устройств навигации и определения препятствий. Режим автономного управления позволяет роботу перемещаться в пространстве в самостоятельном режиме независимо от действий оператора.

Автономный полет состоит из нескольких основных этапов, выполняемых коптером, под действием управляющих воздействий, поступающих со стороны бортовой системы управления. В первую очередь осуществляется взлет с некоторой поверхности. Далее происходит набор высоты в соответствии с выбранным законом изменения вертикальной координаты, далее происходит перемещение коптера в

горизонтальной плоскости в заданную точку пространства. В этой точке обычно реализуется режим зависания, позволяющий производить разведку местности видеосъемку и осуществлять необходимые измерения. После выполнения задания коптер возвращается в исходную или любую определенную в задании точку и осуществляет посадку. Очевидно, что при проектировании бортовой системы автоматического управления автономным полетом, необходимо решить задачи определения реальных координат робота путем обработки данных, поступающих с датчиков, согласования их с заданными в памяти, нахождение управляющих напряжений по отклонениям реальных координат от заданных.

Особый интерес представляет режим стабилизации коптера, характеризующийся способностью коптера зависать в воздухе на заданной высоте и производить мониторинг окружающей среды. Такой режим удобнее осуществлять автономно с помощью бортовой САУ. Установленные в системе управления акселерометр и бародатчик, помогают выполнить эту задачу. В тоже время сегодня даже лучшие образцы коптеров имеют невысокую точность зависания на точке.

Отклонения по высоте достигает /- 0,8 м; а в горизонтальной плоскости /- 2,5 м.

Разработка новых алгоритмов автономного управления позволяет решить поставленную задачу более качественно.

Последние годы все большее распространение получают методы интеллектуального управления мобильными роботами. На сегодняшний день в большинстве случаев реализация такого управления в недетерминированных условиях сопряжено с целым рядом трудностей, к которым, прежде всего, относятся: сложность синтеза объективных и полных знаний, причем как автоматического (в случае отсутствия требуемой обучающей выборки), так и осуществляемого экспертами. Недостаточно развиты способности интеллектуальных систем управления к адаптации в изменяющихся условиях. Самостоятельное функционирование коптера в заранее непредсказуемых условиях возможно при дальнейшем развитии интеллектуальных систем управления. В этом случае управление со стороны оператора может осуществляться на более высоком уровне – на уровне постановки цели. Однако такие методы управления движением роботов в недетерминированной среде развиты слабо.

В этой связи объективно сложилось противоречие между потребностями практики по созданию и применению мобильных робототехнических систем и ограниченными возможностями существующих методов управления движением в недетерминированных условиях.

Это определяет актуальность исследования путей развития интеллектуального подхода к управлению движением мобильных роботов,

его значимость для теории и практики создания и применения мобильных робототехнических систем. В ряде случаев управляемый оператором на уровне постановки цели мобильный робот должен осуществлять движение в недетерминированной среде, характеризующейся заранее неизвестным расположением препятствий и целевых объектов, а также их подвижностью. В таких условиях самостоятельное перемещение робота определяет необходимость динамического анализа ситуации в среде функционирования. На основе результатов такого анализа, осуществляемого на основе, в общем случае, сенсорной информации, и целевой установки оператора система управления роботом должна осуществлять навигацию и управление его движением.

В соответствии с этим выделяют три следующих типа архитектур систем управления движением мультикоптера:

1. архитектура на основе декомпозиции функций обработки информации в процессе «распознавание – моделирование – планирование -действие» (Sensor – Model – Plan – Act, SMPA);

2. реактивная (рефлексная) архитектура, основанная на стратегии целенаправленного поведения мультикоптера, вырабатываемого на базе сенсорной информации (sensor based action);

3. гибридная архитектура на основе комбинирования двух предыдущих типов архитектур [2].

Типовая структурно-функциональная схема SMPA-системы управления движением мультикоптера, представлена на рисунке.

ПостРоение Планирование

Сенсорные системы ««г,ттрг.и

V модели движения

местности

Рис. Типовая структурно-функциональная схема SMPA-системы управления

движением мультикоптера

Такая система осуществляет управление движением робота посредством моделирования окружающей среды, локализации в ней, а также планирования, коррекции и отработки траекторий.

Моделирование окружающей среды осуществляется на базе сенсорной и иной поступающей из различных источников информации. Модель окружающей среды должна описывать в динамике расположение робота, препятствий и целевых объектов.

Выделяют три уровня моделей: верхний (глобальный), средний (локальный, проблемный) и нижний, представляющий текущее сенсорное поле, как правило, в виде клеток-ячеек (cell decomposition model). Используются геометрические и топологические модели. Первые из них описывают характеристики объектов, их позицию, ориентацию, вторые -аспекты положения объекта по отношению к другим объектам. Геометрическую модель формируют подобия объектов, определенных в концепции объектно-ориентированного подхода, например, в программировании. Топологическая модель обычно представляет собой граф, строящийся на основе геометрической модели, либо непосредственно.

Задача самолокализации робота, является тесно связанной с задачей моделирования рабочего пространства, так как их решения взаимно зависимы, то есть качество решения одной определяет качество решения другой. Решаться эта задача может с применением методов счисления пути, интегральной и сенсорной локализации. Метод счисления пути предполагает осуществление анализа накопленной ошибки и в большинстве случаев используется совместно с сенсорным методом для ее устранения, а также приведения в соответствие характеристик или ориентиров в рабочей среде. Метод интегральной навигации предполагает реализацию глобального позиционирования (GPS) и лазерного сканирования среды. Так же существуют методы локализации на базе вероятностных походов и комплексировании данных, поступающих от разных датчиков[1].

По аналогии с моделированием рабочего пространства выделяют геометрическую и топологическую локализацию. Геометрическая локализация определяет положение и ориентацию МР, топологическая -его отношение со средой функционирования (например, «напротив окна»).

На сегодняшний день существует три основных стратегии локализационых вычислений:

1. периодическое совмещение локальной модели среды с заданной априори картой;

2. определение позиции на основании априори известных реперов -ориентиров;

3. выделение характеристик среды и оценка их позиций относительно робота с последующим определением его результирующего перемещения.

Планирование траекторий мультикоптера может осуществляться на основе следующих подходов:

1. методов на основе карты путей, где применяются графы видимости и диаграммы Вороного;

2. представления карты среды в виде клеточного поля, предполагающего реализацию триангуляции Делоне, а также разбиение на квадратные и шестиугольные сегменты, на которых могут быть реализованы модели вероятностного прохождения, модели с накоплением информации и т.п.;

3. движения в виртуальных информационных полях, предполагающего использование эвристических алгоритмов, а также алгоритмов, основанных на методе потенциалов;

4. методов планирования двигательного поведения, где формируемый план представляет собой последовательность поведенческих актов, переход между которыми осуществляется при наступлении определенных условий.

В общем случае выделяют глобальное и локальное планирование. Глобальное планирование осуществляется на основе карты местности (например, с использованием GPS, сенсорных систем дальнего действия), локальное – на основе сигналов от сенсорных систем ближнего действия и датчиков безопасности, поступающих в реальном масштабе времени.

Список использованной литературы

1. Белоконь С.А., Золотухин Ю.Н., Нестеров А.А., Филиппов М.Н. Управление квадрокоптером на основании организации движения по желаемой траектории в пространстве состояний // Труды XIII Международной конференции Проблемы управления и моделирования в сложных системах. Самара: Самарский научный центр РАН, 2022. – С.217-222.

2. Bouadi H. and Tadjine M. “Nonlinear observer design and sliding mode control of four rotors helicopter,” Proceedings of World Academy of Science, Engineering and Technology, 2007.vol. 25, pp. 225-230.

УДК 533.694.54

P.M. Мурзагалип1’2, В. М. Кувшинов2, А. Н. Власов2

1 Московский физико-технический институт (государственный университет) 2Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского

Разработка алгоритмов системы управления самолёта схемы «летающее крыло»

Рассматривается самолёт схемы «летающее крыло». Для анализа особенностей динамики самолёта данной схемы создана программно-математическая модель динамики самолёта в среде МАТЬАВ/ЗшшНпк. Предложена методика выбора параметров системы путевого управления самолёта с т@ > 0 с позиции обеспечения близкой к минимальной величины потребной скорости отклонения расщепляющихся щитков (РЩ) фПотр. Рассмотрены различные способы возможного снижения значений фПОтр при расчётных воздействиях. Проведена оценка потерь аэродинамического качества при использовании РЩ как органа путевого управления.

Ключевые слова: летающее крыло, синтез систем управления, СДУ путевого канала, система управления летающего крыла.

1. Введение

В настоящее время в мире ведутся разработки самолётов схемы «летающее крыло», как для военных, так и для гражданских нужд. На данном этапе развития авиационной техники уже существует несколько самолётов схемы «летающее крыло», в частности находящийся в эксплуатации стратегический бомбардировщик Northrop В-2 Spirit, ведутся доработки БЛА Х-47В, также находится в эксплуатации БЛА RQ-170. Ведутся разработки в Китае («Sharp Sword»), Великобритании («Taranis»), Франции («Neuron»), России («Скат»).

Данное компоновочное решение позволяет получить более высокие, чем у самолётов традиционных схем, аэродинамические характеристики крейсерского полёта за счёт снижения лобового сопротивления.

Однако аэродинамическая схема «летающее крыло» обладает рядом особенностей, значительно затрудняющих её использование. Первая – возможная путевая статическая неустойчивость как следствие отсутствия ВО, вторая – особенности зависимостей моментов рыскания и крена при использовании расщепляющихся щитков в качестве органа путевого управления. Это вызывает значительные проблемы с обеспечением потребных характеристик устойчивости и управляемости самолета и требует разработки специальной методики выбора параметров системы управления.

Целью данной работы является анализ аэродинамических характеристик компоновки самолета «летающее крыло», исследование динамики и устойчивости бокового движения самолёта данной схемы с системой управления при расчётных возмущающих и управляющих воздействиях, разработка алгоритмов СДУ с учетом необходимости минимизации потребных величин скорости отклонения органа путевого управления (расщепляющиеся щитки). Рассмотрены различные способы снижения потребной скорости отклонения органа путевого управления, проведён анализ их преимуществ и недостатков.

Кроме того, выполнено математическое моделирование полёта в турбулентной атмосфере с целью оценки влияния расщепляющихся щитков на величину аэродинамического качества.

2. Математическая модель

Описание объекта исследования. Объектом исследования является однодвигательный неманевренный самолёт схемы «летающее крыло». У данного самолёта отсутствует вертикальное оперение (ВО), управление по рысканию осуществляется с помощью расщепляющихся щитков (РЩ). Эффективность щитков (создаваемый момент рыскания) в зависимости от угла их раскрытия 5рщ и угла атаки приведена ниже (рис. 1). Следует отметить значительную нелинейность эффективности щитков по углу их раскрытия.

Атур(^щ)

Рис. 1. Эффективность щитков по раскрытию (5рщ) при различных углах атаки

Использованы основные аэродинамические характеристики, полученные при испытаниях в АДТ тематической модели самолета схемы «летающее крыло». Запас путевой устойчивости Шу варьировался в пределах т^ = 0.0002 … 0.0006.

В процессе исследований рассматривались следующие расчётные возмущения.

1) Вихревой порыв бокового ветра, моделируемый следующим образом:

у

Р™ = ±7Тгде Щ = ‘

п>щ V1

тго = 15 м/с.

3 ^ 20 м/с, V* =

м/с,

£ = 1 для Н=0;

Длина участка нарастания порыва варьируется от 30 до 200 м. Зависимость угла скольжения, вызванного ветром, /Зт от времени представлена ниже.

Рис. 2

2) Градиентный порыв бокового ветра. Максимальная интенсивность 15 м/с.

3) Турбулентная атмосфера со спектральной плотностью скорости боковых порывов ветра в форме Кармана:

Ф’Ш =

2 Ь 1 8(1.3339ЬП)2

^ [1 (1.3339ЬП)2]11/6′

где, аш – среднеквадратическое значение скорости ветра, Ь – интегральный масштаб турбулентности, О = ш/Уо – «пространственная» частота, ш – циклическая (временная) частота (1/с).

Для описания движения самолёта использовались системы уравнений продольного и бокового возмущенного движений в виде

dV_ ~dt

da ~dt

dcoz ~dt

dd

dt dH

Xo(a) в (a, S эл) ДХЭЛ ¿npaB(a, S эл)]

i=1

Д^-рщглев (a, ¿рщ) ДХрщ¿прав(a, щ) – g ■ во ■ в; 2

шх – -0(a) – ^[Д—лгЛев (a, 5эл) ДУЭЛ¿праB(a, Sэл)]

г=1

– – д

Д —щглев ^р Щ) Д —ЩÍпpав(a, ^рщ) ту ■ cos #0 ■

V0

М (a) ¿[Дм^л4лвв (a, 5Ш) ДМ^прав (a, ¿9Л)]

г=1

Д Д^е. (a, 5рщ) Д Мгрщ<птв ( a, Spщ) Д(a, М) ■ ш2; d a

Ш- Tt;

—— = V0 ■ cos 60 ■ § v ■ sin60; d

( dwq

d

diob

= М?(a, М) ■p М£х(a, М) ■ шх М*у(a, М) ■ Шу 2

^[Д Л^хл;прав (a, U – Д Мхэл4лвв(a, <W] Д Мхрщ;прав (a, <W – Д МхрЩ1птв (a ¿Рщ);

г=1

dry = М? ■p (a, М) ■Шх Муу (a, М) ■ Шу

d

у 2

МУэлinpaв to – Д 4лвв (a, <М] Д Мурш*прю (a sPщ) – Д МуРШ>прая (a, ÓPщ);

г=1

dp _ 2 ^ — = Шх ■ sina Шу ■ cos a ■ p ^[Д-^эл¿npa„(a, 4л) – (a, óэл)]

i=1

ZP4npaB(a, щ) – ZmmB(a, 5Pщ) — ■ cos a ■ sin7;

dl

— = Шх – Шу ■ tan §0;

dZ n ,

— = – V ■ cost/ cdotsinwa. d

В боковом канале алгоритмы управления основаны на идее разделения движения крена и рыскания в полусвязанной системе координат. Используются сигналы обратных связей

Шх Шу

скольжения и крена.

Для описания динамики рулевых приводов использовалась нелинейная модель первого порядка с учетом ограничения скорости перекладки (добротность приводов D = 25с-1).

Учитывается дополнительное запаздывание в системе управления, обусловленное наличием фильтров упругих колебаний конструкции и цифровой реализацией СДУ (^Т’цифр — 0.016с.

3. Программно-математическая модель самолета

Для моделирования движения самолета с системой управления разработана программно-математическая модель динамики самолета рассматриваемой компоновки в среде МАТЬАВ/ЗшшНпк с использованием программного комплекса Р^^Бии. Модель, показанная на рис. 3, 4, включает в себя следующие блоки:

• модель динамики самолета с органами управления,

• модель системы управления,

• модель приводов органов управления.

-Inlxl

File Edit View Simulation Format Tools Help

□ a y m ШЯЯ| Д11 s ► |но |нс™ы zl “WH? Ф ш sas®

Ready (100% | | |odel

Рис. 3. Математическая модель самолёта в среде MATLAB/Siriiulirik

BLIPS

Рис. 4. Структурная схема поперечно-путевого канала в среде MATLAB/Siriiulirik

4. Алгоритмы поперечно-путевого управления

Структурная схема системы поперечно-путевого управления самолета, используемой в данной работе, приведена на рис. 5. Алгоритм управления имеет вид

¿л – (

1

0.1р 1

9 К

Хн КШу • [шУе — • С08 • 8Ш 7 13

1

V

К

0.1р 1

£]) ^22 6Х • Е12;

8ЭЛ — (АЭЛ Кшх • шХе) • Е11 6у • Е2ъ

ние органа поперечного управления (элевоны), и основан на идее «развязки» управляющих моментов крена и рыскания в полусвязанной системе координат с помощью коэффициентов

Е12 Е21

связей по углу скольжения Д угловым скоростям рыскания и крен а шХе в полусвязанной системе координат (с передаточными коэффициентами соответственно Кр, КШу,КШх). Сигнал, пропорциональный у • вш7 • со8$, предназначен для улучшения характеристик спирального движения самолета с СДУ и уменьшения угла скольжения при вращении самолета но крену.

Рис. 5. Структурная схема поперечно-путевого управления

У

Выбор параметров алгоритма производился в следующем порядке:

1) Нелинейная коррекция эффективности органов управления по рысканию.

Так как зависимость момента рыскания А шУрщ нелинейна по углу раскрытия щитков, было решено подобрать такую корректирующую нелинейную функцию на выходе системы управления, чтобы обеспечить квазилинейную зависимость момента рыскания А туРщ (<У от управляющего сигнала (¿н).

При построении функции за основу были взяты следующие требования: а) зависимость А тУрщ близка к линейной;

б) после линеаризации значение АтУрщ при нулевом и полном раскрытиях щитков должно остаться тем же, что и без функции, то есть Ату(0°, 120°)безфункции = Ату(0о, 120°)сфУнкЦией- Была построена функция от двух параметров: угла раскрытия щитков и угла атаки nf (5рщ, а) (рис. 6).

–4 – 0 —10 -16 22 -26 alpha

60 Delta

Рис. 6. Нелинейная функция

2) Распределение управляющих сигналов по органам поперечно-путевого управления и выбор коэффициентов «развязок» управляющих моментов.

Закон распределения сигналов по органам поперечного (элевоны) и путевого (расщепляющиеся щитки) управления был выбран таким образом, чтобы разделить движение крена и рыскания в полусвязанной системе координат.

Sj R„

R12

R2i

V s-

R22

Sy ‘

Рис. 7. Схема перекрёстных коэффициентов

Выбор коэффициента перекрестной связи R12 производился из условия МУе = 0 при ^эл = ^элmax и ПРИ заданном 5Х, а коэффициента R2 из условия МХе = 0 при = var. Здесь

МУе = Му • cos a Мх • sin а; МХе = Мх • cos a — Му • sin a;

_ (Му ^Мх) _ _(Мх ^Му) ;

шу _ т2 ; Шх _ г2 ;

/у ■ (1 – тт) 1х ■ (! – ТТ)

Му, Мх – суммарные значения размерных моментов от всех используемых органов управления.

Для выбора коэффициентов К2 были использованы величины параметров, определённые при 5х _ -25°; 6у _ 0,10°, 20°, 40°; 60°, 120°, т.к. функция тХ линейна, а т^у нелинейна.

Таблица1

П21

а 0 10 20 40 60 120

-4 0,1320 0,0993 0,0800 0,0633 0,0417 0,0210

0 -0,0595 -0,0551 -0,0394 -0,0030 0,0020 0,0093

5 -0,0640 -0,0608 -0,0413 0,0097 0,0308 0,0521

10 -0,1801 -0,1682 -0,1356 -0,0681 -0,0249 0,0182

15 -0,5745 -0,4435 -0,3246 -0,2030 -0,1371 -0,0650

20 -0,4992 -0,4100 -0,3475 -0,2783 -0,1987 -0,0617

Т а б л и ц а 2

Ш2

-4 0 5 10 15 20

25 0,0759 0,1741 0,3350 0,6753 1,5846 1,3563

3) Коэффициенты обратных связей. При выборе коэффициентов обратных связей были использованы следующие основные требования:

а) должны быть обеспечены не менее чем двукратные запасы устойчивости по общим коэффициентам усиления системы управления;

б) требования к корням: доминирующие корни характеристического уравнения замкнутой системы «самолёт – СДУ»

Ар _(р – Асп) ■ (р – Акр) ■ (р2 2 ■ £ ■ р

должны удовлетворять следующим условиям:

• движение крена: Акр ^ -1… – 1, 5;

• боковое колебательное движение: недемпфированная частота у самолёта такого класса Шо ^ 0, 4с-1; относительное демпфировапие ^ ^ 0.5;

• спиральное движение: |АСП| ^ 0.05;

в) требования к «временным» характеристикам: требования к нормируемым параметрам переходных процессов. Время достижения угла крена 7 _ 30° после ступенчатого отклонения «ручки управления по крену» – ¿7 _ 2.5 с. Время затухания колебаний переходного процесса после импульса дачи «педалей» – ¿зат _ 10 с.

Рассматриваются взлётно-посадочный режим (Н _ 0 м, V _ 67 м/с (минимальная посадочная скорость ~ 240 км/ч, а ~ 8… 9°) и режим крейсерского полёта (Н _ 10 км, М _ 0, 8, горизонтальный полёт).

Для нахождения коэффициентов КШу и Кр использовалась методика, изложенная в работе [4]. Предложенные алгоритмы позволяют отображать границы области устойчивости и области желаемого расположения корней замкнутой системы «самолёт СДУ» в плоскость передаточных чисел К^учто позволяет формализовать процесс выбора коэффициентов обратных связей и делает его более наглядным. Автоматически вычисляются запасы коэффициентов усиления по верхней и нижней границе.

На рис. 8 приведен пример, иллюстрирующий расчёт передаточных чисел при угле атаки а & 8°, Шу = 0.0004, режим взлёт/посадка (V & 240 км/ч, Я = 0). На рисунке показаны границы доминирующих корней. Зелёная линия показывает минимальную частоту, красная максимальную, синяя колебательность чёрная (слева сверху) колебательная граница устойчивости, чёрная (снизу) апериодическая граница. Фиолетовая прямая соответствует значением корней при .гр = 2.

граница области желаемого расположения корней

6|-[—I-!—7-1—~—!-1-!-!-

« : : / ! : : : ‘ ! : / ! ! : : I . . / . . •

Рис. 8. Границы доминирующих корней

Выбранные значения коэффициентов обратных связей для различных приведены в таблице 3, соответствующие значения корней крена Акр, спирального движения Асп, собственной частоты ^о и относительного демпфирования £ также представлены в таблице 3. Выбранные значения коэффициентов обеспечивают выполнение основных требований, предъявляемых к корням характеристического полинома замкнутой системы «самолёт СДУ».

ТаблицаЗ

Значение корней системы «самолёт—СДУ» при выбранных коэффициентах

0 тУ Щ/кШу Дн .гр. ^о £ АСП Акр

0,0002 4 0,526 2 0,94 0,707 0.752 0,0249 -2,15

0,0003 6 0,585 2 1,19 1,11 0.932 0,0285 -2,15

0,0004 6 0,825 2 1,34 1,06 0.791 0,0247 -2,15

0,0005 6 1,072 2 1,49 1,01 0.678 0,0223 -2,16

0,0006 6 1,315 2 1,62 0,962 0.593 0,0206 -2,16

5. Минимизация потребной скорости отклонения органов путевого управления

Неустойчивость самолета в боковом движении и наличие ограничения скорости перекладки органа управления может приводить к потере устойчивости замкнутой системы «самолет-СУУ» при некоторых критических возмущениях большой величины (т.н. неустойчивость в «большом»). Исследование устойчивости самолета с системой управления в боковом движении при больших возмущениях проводилось с точки зрения влияния передаточных чисел на устойчивость в «большом» и минимизации потребной для устойчивости при расчетных возмущениях скорости перекладки фи0Тр.

Ниже приведены графики значений потребной скорости раскрытия расщепляющихся щитков фи0Тр от значений запасов по нижней границе устойчивости Дн гр коэффициентов обратных связей КШу, Кр, частоты вихревого порыва и степени путевой статической Р

неустойчивости ту.

Фпотр > Клгу = 2

Кууу = 3

Клг/= 4

= 4

Ге1а = 3

Ь-КТЙа = 2

Рис. 9. Парирование градиентного порыва ветра

Рис. 10. Парирование вихревого порыва ветра

На рис. 9 показана зависимость фп0Тр от Дн.гр при различных значениях коэффициентов обратных связей, при этом вдоль изолиний постоянных значений КШу запас устойчивости Дн.Гр меняется за счёт изменения коэффициента Кр/КШу. Потребная скорость раскрытия щитков ^¿потр искалась исходя из условия устойчивости при действии градиентного порыва ветра. По полученным данным видно, что при увеличении коэффициента КШу потребная скорость перекладки уменьшается, а при увеличении Дн гр, при фиксированном КШу, ^¿Потр

растёт. При Дн.гр=2 получаем минимальные потребные скорости. Дальнейшее снижение (^потр возможно только при нарушении требования к величине запаса по нижней границе.

На рис. 10 приведена зависимость потребной скорости ^¿Потр для обеспечения устойчивости при действии вихревого порыва (при фиксированном значении КШу и Дн гр). Также на графике представлены значения фпотр для градиентного порыва ветра, чтобы показать, что для парирования вихревого порыва ветра необходимы скорости раскрытия (рп0Тр в несколько раз больше, чем для парирования градиентного порыва. При Дн.гр = 2 также имеем минимальные потребные скорости. При «малой» степени неустойчивости самолета Шу ~ 0, 0002… 0, 0004 потребная величина ^¿Потр даже при наиболее неблагоприятном значении = 100… 120 м составляет 14… 60 град/с.

Возможна потеря устойчивости «в большом» по каналу рыскания при воздействии управляющего сигнала по крену. Причина такой неустойчивости – большие величины /3 при Д7 ^ 180°, 360°. На рис. 11 показана потребная скорость перекладки для данного случая в зависимости от коэффициента КШу. Изменение Дн.гр слабо влияет на ^¿Потр5 а чем больше тем меньше потребная скорость перекладки.

Рис. 11. Устойчивость «в большом» по командному сигналу по крену

На рис. 12 приведено значение параметра £зат (время затухания) при подаваемом импульсе в путевом канале при различных значениях параметров КШу (Дн .гр постоянна), га^. Также показано максимально допустимое время затухания в путевом канале. Чем больше КШу1 тем меньше время затухания.

Рис. 12. Время затухания на «импульс» педалей Рисунок 13 иллюстрирует зависимость ^¿Потр ПРИ различных коэффициентах обратных

связей КШу, Кр, различных запасах устойчивости по нижней границе Ян.гр, различных возмущениях от запаса статической устойчивости ту. На этом графике показано, что при значении ту _ 0.0004 величина фп0Тр достигает (а при увеличении ту превышает) принятую максимально допустимую скорость перекладки (риотр = 80 град/с.

Рис. 13. фпотр(™>$)

6. Разработка алгоритмов СДУ, обеспечивающих снижение потребной мощности привода органа путевого управления

В случае воздействия вихревого порыва ветра снижение величины (^потр, а следовательно, и мощности привода, возможно за счёт использования так называемого блока уменьшения потребной скорости (БУПС). Идея используемого в данной работе БУПС заимствована из работ Ю. Г. Живова и А. М. Поединка. В упрощённом виде для продольного канала управления алгоритм блока приведён в работе [3].

Рис. 14. Схема БУПС

Задача этого блока – уменьшить входной сигнал на привод при воздействии порыва ветра {/W = 0). Принцип работы БУПСа следующий: в канал путевого управления подаётся разность сигналов ДФрщ = К • (тТ 1 • /Зг — 1 • /), где значение параметра /Зг -геометрический («кинематический») угол скольжения при /W = 0) – вычисляется из уравнений движения, т.е /г = ^ • nz uy • cosa ux • sin a ^ • sin 7 • cos$, а величина угла /

Авторами идеи БУПС было рекомендовано выбрать величину постоянной времени Т^ в пределах 3-5 с, поэтому сначала для режима с неустойчивостью т^ = 0.0004 при Т^ = 5 с, исходя из условия минимальной скорости перекладки был выбран коэффициент усиления ^б = 4. Затем для найденного снова проводится подбор Т^ для того же га^.

Снижение скорости перекладки

Фпотр

К

N ЧЧ

-Кб = ( ч ).1 ■ч ♦ ч 4 N Ч

-Кб = 0,5 -Кб = 1 –Кб = 2 –К6 = 3 — – Кб = 4 –Кб = 5 -Кб = 6 —С^БЕЗ БУПСа I ^ –

— – ^ _ ~ —- —- —– —–

—- — ■ – ‘ ~ ~—

РИС. 15. 0потр№,^б)

На рис. 15 показаны значения (ри0Тр при различных параметрах БУПСа. Как показано на рисунке, с помощью БУПС и подборки его коэффициентов можно снизить потребную скорость при рассмотренной величине т^ = 0.0004 в 2 раза. Следует отметить, что с увеличением времени К^> происходит значительное снижение потребной скорости перекладки.

7. Начальное расщепление щитков

Помимо предложенного метода уменьшения мощности привода (потребной скорости перекладки), можно рассмотреть случай наличия начального расщепления щитков. Если щитки изначально не раскрыты, то они работают по очереди, а если щитки раскрыты изначально, то парировать любое возмущение СДУ будет как минимум с вдвое большей эффективностью, так как работать будут уже оба щитка (один щиток будет открываться, а второй – закрываться).

Рис. 16. ^потр при изначально раскрытых щитках

Для изначально раскрытых щитков отдельно подбираются коэффициенты обратных связей, так как их эффективность в этом случае другая. Процесс подбора выглядит так же, как и для не раскрытых щитков. Исходя из предыдущих вычислений, коэффициенты

необходимо искать с запасом по нижней границе 2 (Дн гр = 2). На рис. 16 представлена зависимость потребной скорости расщепления щитков при различной степени статической неустойчивости тугр при начально раскрытых щитках.

Рассматриваемое мероприятие эффективно с точки зрения снижения потребной скорости отклонения расщепляющихся щитков, которое по сравнению с вариантом с 5орЩ _ 0 составляет 50%. Но также имеют место и недостатки. Происходит снижение аэродинамического качества на 20%.

8. Результаты статистического моделирования

Потери аэродинамического качества при полёте в турбулентной атмосфере

Орган путевого управления, который должен парировать все возмущения при полёте в атмосфере, – расщепляющиеся щитки. При полёте в турбулентной атмосфере необходимо в каждый момент времени парировать колебания, создаваемые возмущения в путевом канале. Оценим потери аэродинамического качества, которые происходят из-за прироста коэффициента сопротивления при парировании возмущений, вызванных турбулентной атмосферой.

Рис. 17. Аэродинамическое качество (взлёт/посадка)

Рис. 18. Аэродинамическое качество (крейсер)

Были рассмотрены разные среднеквадратические значения боковой компоненты скорости ветра по Карману = 1…2. ..3 м/с). Рассматривался режим взлёт/посадка (V _ 240 км/ч, Н _ 0) и крейсерский (Н _ 10 000 м, М _ 0.8). На рис. 17, 18 пока-

заны значения аэродинамического качества при полёте самолёта в зоне турбулентности. Также показаны средние значения качества аэродинамического качества (математическое ожидание), среднеквадратическое отклонение (СКО) и дисперсия. Как видно из графиков, дисперсия в режиме полёта взлёт/посадка не больше 0.5, среднеквадратическое отклонение 0.67, среднее значение качества = 13.5. При полёте в крейсерском режиме СКО = 0.16, дисперсия = 0.03, среднее значение качества = 14,1.

Ранее было показано, чтобы уменьшить потребную скорость перекладки органов путевого управления, целесообразно изначально раскрыть расщепляющиеся элевоны. В исследовательских целях рассматривается начальное раскрытие на угол 5 _ 40°. Но при увеличении угла раскрытия увеличивается и сопротивление самолёта, а значит, падает аэродинамическое качество.

Рис. 19. Аэродинамическое качество (взлёт/посадка) при изначально раскрытых (зелёная линия) щитках и не раскрытых (синяя линия) щитках

Рис. 20. Аэродинамическое качество (крейсер) при изначально раскрытых (зелёная линия) щитках, и не раскрытых (синяя линия) щитках

На рис. 19, 20 показаны изменения аэродинамического качества при изначально закрытых (синяя линия) и раскрытых (зелёная линия) щитках, при значениях = 3 м/с. Средние значения качества (математическое ожидание) на режиме взлёт/посадка отличаются на ^ 3 единицы (20%). В крейсерском полёте среднее аэродинамическое качество (К = 14.1) больше. На крейсерском режиме полёта начальное раскрытие щитков приводит к падению аэродинамического качества АК ^ -5. Также представлена зависимость аэродинамического качества самолёта по углу атаки, при разных раскрытиях щитков, без учёта

турбулентности атмосферы. Как видно из рис. 21, при углах атаки а ~ 3 — 5° (крейсерский полёт) имеются существенные потери аэродинамического качества.

Рис. 21. Аэродинамическое качество при разных изначальных раскрытиях щитков

Анализируя потери качества, можно предположить, что для режима взлёт/посадка потери в 3 единицы аэродинамического качества приемлемы. То есть при взлёте/посадке, а именно при минимальных значениях скоростного напора, следует изначально расщеплять щитки, чтобы обеспечить приемлемую устойчивость и управляемость в путевом канале. Но на режимах, где аэродинамическое качество имеет важное значение и определяет JITX самолета, например крейсерский полёт, необходимость в раскрытии щитков отсутствует, скорости перекладки достаточно и при не раскрытых щитках.

Литература

1. Гуськов Ю.П.7 Зазайнов Г. И. Управление полётом самолётов: учебник для авиационных вузов. — М.: Машиностроение, 1980.

2. Бюшгенс Г. С., Студнев Р. В. Аэродинамика самолёта: Динамика продольного и бокового движения. — М.: Машиностроение, 1979.

3. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолётов / под ред. Г.С. Бюшгенса. — М.: Наука. Физматлит, 1998.

References

1. Guskov; U.P., Zagainov; G.I. Airplane flight control: Manual for aviation institute. M.: Mashinostroenie, 1980. (in Russian).

2. Bushgens; G.S.7 Studnev; R. V. Aerodynamics of airplane: Dynamics of long and side motion. M.: Mashinistroenie, 1979. (in Russian).

3. Aerodynamics, stability and controllability of supersonic aircraft. Ed. by G.S. Bushgens. M.: Nauka. Fizmatlit, 1998. (in Russian).

20

начальное расщепление 5 =0

начальное расщепление 8рщ = 40 ka

Су а

Поступила в редакцию 19.02.2022.