RU2657045C1 - Method of parametric optimization of an aircraft stabilization system - Google Patents

Method of parametric optimization of an aircraft stabilization system Download PDF

Info

Publication number
RU2657045C1
RU2657045C1 RU2017126034A RU2017126034A RU2657045C1 RU 2657045 C1 RU2657045 C1 RU 2657045C1 RU 2017126034 A RU2017126034 A RU 2017126034A RU 2017126034 A RU2017126034 A RU 2017126034A RU 2657045 C1 RU2657045 C1 RU 2657045C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
channel
aircraft
stabilization system
roll
longitudinal
Prior art date
Application number
RU2017126034A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Алексей Сергеевич Аксенов
Сергей Викторович Гуляев
Станислав Игоревич Сычёв
Original Assignee
Акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" filed Critical Акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение"
Priority to RU2017126034A priority Critical patent/RU2657045C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2657045C1 publication Critical patent/RU2657045C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C19/00—Aircraft control not otherwise provided for
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F17/00—Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions

Abstract

FIELD: aircraft engineering.
SUBSTANCE: invention relates to a method of parametrical optimization of an aircraft stabilization system. Method consists in introducing data on the initial flight conditions, setting for each control channel the values of the control signals and the values of the quality criteria and form a mathematical model with an adaptation algorithm, form a single algorithm for adapting the model of the aircraft's stabilization system, assess the performance against the specified quality criteria, preserve the results in the case of compliance, otherwise, a repeated cycle of operations is performed to form mathematical models of the channels of the stabilization system, an algorithm for adapting, and evaluating the work of the model.
EFFECT: simplifies and speeds up the optimization of the parameters of the stabilization system by the criterion of maximum stability.
8 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области информационно-измерительной техники, в частности к системам стабилизации летательных аппаратов, и предназначено для автоматизированного расчета их параметров. Предлагаемый способ позволяет провести настройку параметров регуляторов для автономных каналов контура стабилизации системы автоматического управления, таких как продольный, боковой и канал крена, а также синтезировать параметры корректирующих фильтров для обеспечения устойчивости системы стабилизации летательного аппарата.The invention relates to the field of information-measuring equipment, in particular to stabilization systems for aircraft, and is intended for the automated calculation of their parameters. The proposed method allows you to configure the parameters of the regulators for the autonomous channels of the stabilization circuit of the automatic control system, such as longitudinal, lateral and roll channel, as well as synthesize the parameters of corrective filters to ensure stability of the aircraft stabilization system.

В полете на летательный аппарат (объект управления) могут оказывать влияние различные возмущающие воздействия, например, ветер, упругие колебания корпуса и т.д. Системы, синтезированные по критерию максимальной степени устойчивости, сочетают в себе свойства сравнительно высокого быстродействия и робастности. Это следует из того, что крайние правые корни характеристических полиномов замкнутых систем максимальной степени устойчивости максимально удалены от мнимой оси, поэтому все собственные однородные решения систем управления мажорируются (т.е. ограничиваются) относительно быстро затухающими экспонентами, а максимальная удаленность этих корней от мнимой оси обеспечивает грубость систем этого класса к изменению параметров объектов управления. Таким образом, данный способ позволяет настроить параметры регуляторов так, чтобы система стабилизации оставалась устойчивой при некотором отклонении параметров летательного аппарата от расчетных.In flight, various disturbing influences, for example, wind, elastic hull vibrations, etc., can influence the aircraft (control object). Systems synthesized by the criterion of maximum degree of stability combine the properties of relatively high speed and robustness. This follows from the fact that the extreme right roots of the characteristic polynomials of closed systems of maximum degree of stability are maximally distant from the imaginary axis, therefore, all own homogeneous solutions of control systems are majorized (i.e., limited) by relatively rapidly decaying exponentials, and the maximum distance of these roots from the imaginary axis provides rudeness of systems of this class to change the parameters of control objects. Thus, this method allows you to adjust the parameters of the regulators so that the stabilization system remains stable with some deviation of the parameters of the aircraft from the calculated.

Оценку качества производят по следующим критериям:Quality assessment is carried out according to the following criteria:

1) критерий статической точности:1) criterion of static accuracy:

Figure 00000001
,
Figure 00000001
,

где g - заданное значение единичного ступенчатого сигнала,where g is the specified value of a single step signal,

h(∞) - установившееся значение переходной функции h(t);h (∞) is the steady-state value of the transition function h (t);

2) величина перерегулирования:2) overshoot value:

Figure 00000002
,
Figure 00000002
,

где hmax - максимальная амплитуда переходной функции;where h max is the maximum amplitude of the transition function;

3) время переходного процесса - время, начиная с которого выполняется неравенство:3) the time of the transition process - the time from which the inequality holds:

Figure 00000003
,
Figure 00000003
,

где Δ - некоторая заранее заданная величина (в %).where Δ is some predetermined value (in%).

Из уровня техники известен способ формирования сигнала управления системой стабилизации беспилотного летательного аппарата (БПЛА) на основе расчета областей достижимости в плоскости путем выбора оптимального гипотетического момента времени окончания переходного процесса (описание к патенту на изобретение RU №2487052). Данный способ обеспечивает формирование управляющего сигнала, компенсирующего внешние ограниченные возмущения с неизвестными статистическими свойствами.The prior art method for generating a control signal for the stabilization system of an unmanned aerial vehicle (UAV) based on the calculation of reachable areas in the plane by selecting the optimal hypothetical time point for the end of the transient process (description of patent RU No. 2487052). This method provides the formation of a control signal that compensates for limited external disturbances with unknown statistical properties.

Недостатком данного способа является отсутствие анализа запасов устойчивости в расчетном моменте времени окончания переходного процесса, и как следствие, система стабилизации может не обладать достаточными запасами устойчивости.The disadvantage of this method is the lack of analysis of stability reserves at the estimated time of the end of the transition process, and as a result, the stabilization system may not have sufficient stability reserves.

Наиболее близким известным способом, взятым за прототип, является способ многокритериального выбора параметров трехканальной системы стабилизации летательного аппарата с перекрестными связями (описание к патенту на полезную модель RU №142322). Оптимизацию проводят по параметрам (статическая точность, колебательность, быстродействие и устойчивость) в трех каналах, а затем полученные оптимальные параметры используют для задания начальных приближений и диапазона параметров для проведения оптимизации трехканальной системы. Способ позволяет сформировать управляющий сигнал с помощью методов динамической многокритериальной оптимизации на основе компромисса в виде равновесно-арбитражной структуры.The closest known method, taken as a prototype, is the method of multi-criteria selection of parameters of a three-channel stabilization system of an aircraft with cross-connections (description of the patent for utility model RU No. 142322). Optimization is carried out according to the parameters (static accuracy, oscillation, speed and stability) in three channels, and then the obtained optimal parameters are used to set the initial approximations and the range of parameters for optimizing the three-channel system. The method allows you to generate a control signal using dynamic multicriteria optimization methods based on a compromise in the form of an equilibrium-arbitration structure.

Недостатками данного способа являются недостаточно высокое быстродействие из-за сложности производимых расчетов и большого количества оптимизируемых параметров, отсутствие возможности автоматической перенастройки критериев оценки качества системы стабилизации, а также отсутствие гарантии сохранения устойчивости системы при изменении внешних условий, влияющих на летательный аппарат.The disadvantages of this method are the lack of high speed due to the complexity of the calculations and a large number of optimized parameters, the lack of the ability to automatically reconfigure the criteria for assessing the quality of the stabilization system, and the lack of a guarantee of maintaining the stability of the system when changing external conditions affecting the aircraft.

Технической проблемой предлагаемого изобретения является устранение перечисленных выше недостатков и создание способа параметрической оптимизации системы стабилизации летательного аппарата, позволяющего синтезировать систему стабилизации летательного аппарата по критерию максимальной степени устойчивости. Предлагаемый способ позволяет обеспечить робастность полученных результатов (устойчивость найденных решений при изменении внешних условий, влияющих на объект управления), упростить и ускорить оптимизацию параметров системы стабилизации.The technical problem of the invention is the elimination of the above disadvantages and the creation of a method for parametric optimization of the aircraft stabilization system, which allows synthesizing the aircraft stabilization system according to the criterion of maximum degree of stability. The proposed method allows to ensure the robustness of the results (stability of the solutions found when changing external conditions affecting the control object), to simplify and accelerate the optimization of the parameters of the stabilization system.

Техническая проблема решена за счет того, что разработан способ параметрической оптимизации системы стабилизации летательного аппарата, заключающийся в том, что на первоначальном этапе в качестве исходных данных вводят данные о начальных условиях полета летательного аппарата, для каждого канала управления задают значения сигналов управления и значения критериев качества, затем для каждого канала управления формируют математическую модель с алгоритмом адаптации, после чего проводят оценку работы модели системы стабилизации летательного аппарата в части соответствия заданным критериям качества, при этом формируют единый алгоритм адаптации модели системы стабилизации летательного аппарата, проводят оценку работы модели системы стабилизации летательного аппарата в части соответствия заданным критериям качества, сохраняют результаты оценки работы модели системы стабилизации в случае соответствия заданным критериям качества, в противном случае перенастраивают значения критериев качества и производят повторный цикл операций по формированию математических моделей каналов системы стабилизации, формированию алгоритма адаптации, оценке работы модели многоканальной системы стабилизации летательного аппарата.The technical problem was solved due to the fact that a method was developed for parametric optimization of the aircraft stabilization system, which consists in the fact that at the initial stage, data on the initial flight conditions of the aircraft are entered as initial data, for each control channel, the values of control signals and values of quality criteria are set then, for each control channel, a mathematical model is formed with an adaptation algorithm, after which an assessment is made of the operation of the model of the aircraft stabilization system apparatus in terms of compliance with the specified quality criteria, at the same time, a single algorithm for adapting the model of the aircraft stabilization system is formed, the model of the aircraft stabilization system model is evaluated in terms of compliance with the specified quality criteria, the results of the stabilization system model performance assessment if the specified quality criteria are met, otherwise, they reconfigure the values of the quality criteria and repeat the cycle of operations to form mathematical modes lei of channels of the stabilization system, the formation of an adaptation algorithm, the evaluation of the model of a multi-channel aircraft stabilization system.

В одном из частных случаев в способе параметрической оптимизации системы стабилизации летательного аппарата в качестве данных о начальных условиях полета вводят данные о начальной высоте и начальной скорости летательного аппарата.In one of the special cases, in the method of parametric optimization of the aircraft stabilization system, data on the initial altitude and initial velocity of the aircraft are entered as data on the initial flight conditions.

В другом из частных случаев в способе параметрической оптимизации системы стабилизации летательного аппарата в качестве каналов управления используют продольный канал, боковой канал и канал крена.In another particular case, in the method of parametric optimization of the aircraft stabilization system, the longitudinal channel, the side channel, and the roll channel are used as control channels.

В третьем частном случае в способе параметрической оптимизации системы стабилизации летательного аппарата в качестве сигналов управления в каждом канале управления используют заданные значения перегрузки по одной из осей связанной системы координат летательного аппарата или заданные значения одного из углов, выбранных из группы углов, состоящей из угла тангажа, угла рысканья и угла крена.In the third particular case, in the method of parametric optimization of the aircraft stabilization system, the control signals in each control channel use the specified overload values along one of the axes of the associated coordinate system of the aircraft or the specified values of one of the angles selected from the angle group consisting of the pitch angle, yaw angle and roll angle.

В четвертом частном случае в способе параметрической оптимизации системы стабилизации летательного аппарата в каждом канале управления системы стабилизации летательного аппарата в качестве оптимизируемых параметров используют по три коэффициента адаптации.In the fourth particular case, in the method of parametric optimization of the aircraft stabilization system in each control channel of the aircraft stabilization system, three adaptation coefficients are used as optimized parameters.

В пятом частном случае в способе параметрической оптимизации системы стабилизации летательного аппарата в качестве оптимизируемых параметров, представляющих собой коэффициенты адаптации, в продольном канале управления используют коэффициент от рассогласования продольной перегрузки, коэффициент интеграла от рассогласования продольной перегрузки и коэффициент по угловой скорости продольного канала, в боковом канале управления используют коэффициент от рассогласования боковой перегрузки, коэффициент интеграла от рассогласования боковой перегрузки и коэффициент по угловой скорости бокового канала управления, в канале управления по крену используют коэффициент от рассогласования угла крена, коэффициент интеграла от рассогласования угла крена и коэффициент от угловой скорости канала крена.In the fifth particular case, in the method of parametric optimization of the aircraft stabilization system, the coefficients from the longitudinal overload mismatch, the integral coefficient from the longitudinal overload mismatch and the coefficient of the angular velocity of the longitudinal channel in the side channel are used as optimized parameters representing adaptation coefficients in the longitudinal control channel controls use the coefficient from the mismatch of the lateral overload, the coefficient of the integral from the mismatch the lateral overload and the coefficient of the angular velocity of the lateral control channel; in the roll control channel, the coefficient from the mismatch of the angle of heel, the coefficient of the integral from the mismatch of the angle of heel and the coefficient of the angular velocity of the heel channel are used.

В шестом частном случае в способе параметрической оптимизации системы стабилизации летательного аппарата в качестве критериев качества используют критерий быстродействия, и/или колебательности, и/или перерегулирования, и/или устойчивости работы системы стабилизации летательного аппарата.In the sixth particular case, in the method of parametric optimization of the aircraft stabilization system, the criterion of speed, and / or vibration, and / or overshoot, and / or stability of the aircraft stabilization system is used as quality criteria.

В седьмом частном случае в способе параметрической оптимизации системы стабилизации летательного аппарата при формировании алгоритма адаптации используют по меньшей мере один корректирующий и/или по меньшей мере один сглаживающий фильтр.In the seventh particular case, at least one corrective and / or at least one smoothing filter is used in the method of parametric optimization of the aircraft stabilization system when forming the adaptation algorithm.

Заявляемый способ параметрической оптимизации системы стабилизации летательного аппарата иллюстрируется чертежами, где на фиг. 1 представлен в качестве примера вариант структурной блок-схемы устройства для реализации заявляемого способа параметрической оптимизации системы стабилизации летательного аппарата по критерию максимальной степени устойчивости; на фиг. 2 представлен вид экрана пользовательского интерфейса; фиг. 3 иллюстрирует графики результатов синтеза корректирующих фильтров, в частности, зависимости значений перегрузки продольного канала системы стабилизации от времени. На чертежах приняты следующие обозначения:The inventive method for parametric optimization of an aircraft stabilization system is illustrated by drawings, where in FIG. 1 presents as an example a variant of the structural block diagram of a device for implementing the proposed method for parametric optimization of the aircraft stabilization system according to the criterion of maximum degree of stability; in FIG. 2 shows a screen view of a user interface; FIG. 3 illustrates graphs of the results of synthesis of correction filters, in particular, the time dependence of the longitudinal channel overload values of the stabilization system. In the drawings, the following notation:

1 - модуль задания исходных данных;1 - module for setting source data;

2 - модуль формирования математической модели продольного канала;2 - a module for generating a mathematical model of a longitudinal channel;

3 - блок стабилизации продольного канала;3 - block stabilization of the longitudinal channel;

4 - блок формирования угловой скорости продольного канала;4 - block forming the angular velocity of the longitudinal channel;

5 - блок формирования перегрузки продольного канала;5 - block forming the overload of the longitudinal channel;

6 - модуль формирования математической модели бокового канала;6 - module for generating a mathematical model of the side channel;

7 - блок стабилизации бокового канала;7 - block stabilization of the side channel;

8 - блок формирования угловой скорости бокового канала;8 - block forming the angular velocity of the side channel;

9 - блок формирования перегрузки бокового канала;9 - block forming the side channel overload;

10 - модуль формирования математической модели канала крена;10 - module for the formation of a mathematical model of the roll channel;

11 - блок стабилизации канала крена;11 - block stabilization channel roll;

12 - блок формирования угловой скорости канала крена;12 - block forming the angular velocity of the roll channel;

13 - блок формирования угла канала крена13 - block forming the angle of the roll channel

14 - блок формирования алгоритмов адаптации продольного канала;14 - a block for generating longitudinal channel adaptation algorithms;

15 - блок формирования алгоритмов адаптации бокового канала;15 is a block for generating side channel adaptation algorithms;

16 - блок формирования алгоритмов адаптации канала крена;16 is a block forming the roll channel adaptation algorithms;

17 - блок проверки работы алгоритмов адаптации каналов при их взаимодействии;17 is a block for checking the operation of channel adaptation algorithms during their interaction;

18 - блок сохранения положительных результатов проверки;18 is a block for storing positive verification results;

19 - область ввода данных пользовательского интерфейса;19 is a user interface data input area;

20 - область управления пользовательского интерфейса;20 is a user interface control area;

21 - область отображения пользовательского интерфейса.21 is a display area of a user interface.

Предлагаемый способ заключается в том, что на первоначальном этапе в качестве исходных данных вводят данные о начальных условиях полета летательного аппарата, например, в качестве данных о начальных условиях полета могут быть введены данные о начальной высоте и начальной скорости летательного аппарата. Для каждого канала управления, например, для продольного канала, бокового канала и канала крена задают значения сигналов управления. В качестве сигналов управления в каждом канале управления могут быть использованы заданные значения перегрузки по одной из осей связанной системы координат летательного аппарата или заданные значения одного из углов, выбранных из группы углов, состоящей из угла тангажа, угла рысканья и угла крена. Например, для продольного и бокового канала могут быть использованы заданные значения соответствующей перегрузки, а для канала крена может быть использовано заданное значение угла крена. Также для каждого канала управления задают значения критериев качества, например, критерий быстродействия, и/или колебательности, и/или перерегулирования, и/или устойчивости работы системы стабилизации летательного аппарата. Исходные данные, сигналы управления и критерии качества могут быть заданы, например, с помощью модуля задания исходных данных 1. Исходные данные из модуля задания исходных данных 1 поступают в модули формирования математических моделей продольного канала 2, бокового канала 6 и канала крена 10, а также в блок проверки работы алгоритмов адаптации каналов при их взаимодействии 17.The proposed method consists in the fact that at the initial stage, data on the initial flight conditions of the aircraft are entered as initial data, for example, data on the initial altitude and initial speed of the aircraft can be entered as data on the initial flight conditions. For each control channel, for example, for the longitudinal channel, side channel and roll channel, control signal values are set. As control signals in each control channel, set points of overload along one of the axes of the associated coordinate system of the aircraft or set points of one of the angles selected from the group of angles consisting of pitch angle, yaw angle and roll angle can be used. For example, for the longitudinal and lateral channel, the set values of the corresponding overload can be used, and for the roll channel, the set value of the roll angle can be used. Also, for each control channel, values of quality criteria are set, for example, a criterion for speed, and / or oscillation, and / or overshoot, and / or the stability of the aircraft stabilization system. The initial data, control signals and quality criteria can be set, for example, using the module for setting the initial data 1. The initial data from the module for setting the initial data 1 are sent to the modules for generating mathematical models of the longitudinal channel 2, side channel 6 and bank channel 10, as well as into the unit for checking the operation of channel adaptation algorithms during their interaction 17.

Затем для каждого канала управления формируют математическую модель с коэффициентами адаптации. Так, например, с помощью модуля формирования математической модели продольного канала 2, включающего в себя блок стабилизации продольного канала 3, блок формирования значений угловой скорости продольного канала 4 и блок формирования перегрузки продольного канала 5 формируют математическую модель и характеристический полином продольного канала системы стабилизации. С помощью блока формирования алгоритмов адаптации продольного канала 14 формируют алгоритмы адаптации продольного канала, формируют, по меньшей мере, один корректирующий фильтр и/или, по меньшей мере, один сглаживающий фильтр продольного канала. С помощью модуля формирования математической модели бокового канала 6, включающего в себя блок стабилизации бокового канала 7, блок формирования угловой скорости бокового канала 8 и блок формирования перегрузки бокового канала 9, формируют математическую модель и характеристический полином бокового канала системы стабилизации. С помощью блока формирования алгоритмов адаптации бокового канала 15 формируют алгоритмы адаптации бокового канала, формируют, по меньшей мере, один корректирующий фильтр и/или, по меньшей мере, один сглаживающий фильтр бокового канала. С помощью модуля формирования математической модели канала крена 10, включающего в себя блок стабилизации канала крена 11, блок формирования угловой скорости канала крена 12 и блок формирования угла крена канала крена 13, формируют математическую модель и характеристический полином канала крена системы стабилизации. С помощью блока формирования алгоритмов адаптации и стабилизации канала крена 16 формируют алгоритмы стабилизации канала крена, формируют, по меньшей мере, один корректирующий фильтр и/или, по меньшей мере, один сглаживающий фильтр канала крена.Then, for each control channel, a mathematical model with adaptation coefficients is formed. So, for example, using the module for generating a mathematical model of the longitudinal channel 2, which includes the stabilization unit for the longitudinal channel 3, the unit for generating the angular velocity values of the longitudinal channel 4 and the unit for generating the overload of the longitudinal channel 5 form the mathematical model and the characteristic polynomial of the longitudinal channel of the stabilization system. Using the unit for generating adaptation algorithms for the longitudinal channel 14, the adaptation algorithms for the longitudinal channel are formed, at least one correction filter and / or at least one smoothing filter of the longitudinal channel are formed. Using the module for generating a mathematical model of the side channel 6, which includes the side channel stabilization unit 7, the side channel 8 angular velocity generating unit and the side channel 9 overload forming unit, the mathematical model and the characteristic polynomial of the side channel of the stabilization system are formed. Using the side channel adaptation algorithm generation unit 15, side channel adaptation algorithms are generated, at least one correction filter and / or at least one side channel smoothing filter are formed. Using the module for generating a mathematical model of the roll channel 10, which includes the stabilization block of the roll channel 11, the block for generating the angular velocity of the roll channel 12 and the block for forming the roll angle of the roll channel 13, a mathematical model and the characteristic polynomial of the roll channel of the stabilization system are formed. Using the block for generating adaptation and stabilization algorithms of the roll channel 16, roll stabilization algorithms are formed, at least one correction filter and / or at least one smoothing filter of the roll channel are formed.

В каждом канале управления системы стабилизации летательного аппарата в качестве оптимизируемых параметров могут быть применены три коэффициента адаптации, в продольном канале управления - коэффициент от рассогласования продольной перегрузки, коэффициент интеграла от рассогласования продольной перегрузки и коэффициент по угловой скорости продольного канала, в боковом канале управления - коэффициент от рассогласования боковой перегрузки, коэффициент интеграла от рассогласования боковой перегрузки и коэффициент по угловой скорости бокового канала управления, в канале управления по крену - коэффициент от рассогласования угла крена, коэффициент интеграла от рассогласования угла крена и коэффициент от угловой скорости канала крена.Three adaptation coefficients can be used as optimized parameters in each control channel of the aircraft stabilization system, in the longitudinal control channel - the coefficient from the mismatch of the longitudinal overload, the coefficient of the integral from the mismatch in the longitudinal overload and the coefficient in the angular velocity of the longitudinal channel, in the side control channel - the coefficient from mismatch of lateral overload, coefficient of integral from mismatch of lateral overload and coefficient of angular velocity lateral control channel roll control channel - from the roll angle mismatch ratio of the integral coefficient mismatch roll angle and roll rate of the angular speed of the channel.

После формирования математических моделей каналов управления и алгоритмов адаптации для каждого канала управления формируют единый алгоритм адаптации модели системы стабилизации летательного аппарата, затем проводят оценку работы модели системы стабилизации летательного аппарата в части соответствия заданным критериям качества, например, в блоке проверки работы алгоритмов адаптации каналов при их взаимодействии 17. В случае получения положительных результатов проверки, означающих, что алгоритм адаптации удовлетворяет всем заданным критериям, результаты сохраняют в блоке сохранения положительных результатов 18. В случае получения отрицательных результатов проверки, означающих, что алгоритм адаптации не удовлетворяет всем заданным критериям, производят корректировку критериев в модуле задания исходных данных 1 и производят повторный цикл операций по формированию математических моделей каналов системы стабилизации, формированию алгоритма адаптации, оценке работы модели трехканальной системы стабилизации летательного аппарата.After the formation of mathematical models of control channels and adaptation algorithms for each control channel, a single adaptation algorithm for the model of the aircraft stabilization system is formed, then the model of the aircraft stabilization system model is evaluated in terms of compliance with the specified quality criteria, for example, in the block for checking the operation of channel adaptation algorithms interaction 17. In the case of obtaining positive verification results, meaning that the adaptation algorithm satisfies all the given m criteria, the results are stored in the unit for saving positive results 18. In the case of receiving negative verification results, meaning that the adaptation algorithm does not meet all the specified criteria, the criteria are adjusted in the input data module 1 and a repeated cycle of operations is performed to form mathematical models of the system’s channels stabilization, the formation of an adaptation algorithm, the evaluation of the model of the three-channel aircraft stabilization system.

При реализации заявляемого способа используют программу формирования алгоритмов стабилизации (в части оптимизации коэффициентов адаптации и поиска оптимальных корректирующих фильтров), программный код которой записан на машиночитаемом носителе. При выполнении программного кода процессор компьютера выполняет следующие операции, входящие в способ параметрической оптимизации системы стабилизации летательного аппарата: ввод исходных данных о начальной высоте и скорости полета летательного аппарата, формирование математических моделей продольного канала, бокового канала и канала крена, формирование алгоритмов стабилизации продольного канала, бокового канала и канала крена, формирование корректирующих и сглаживающих фильтров продольного канала, бокового канала и канала крена, оценку работы трехканальной системы стабилизации летательного аппарата в части соответствия выбранным критериям качества. Программный код может быть написан на «С», «Matlab» или других языках программирования.When implementing the proposed method, a program is used to form stabilization algorithms (in terms of optimizing adaptation coefficients and searching for optimal correction filters), the program code of which is recorded on a machine-readable medium. When the program code is executed, the computer processor performs the following operations included in the method of parametric optimization of the aircraft stabilization system: input of initial data on the initial altitude and flight speed of the aircraft, the formation of mathematical models of the longitudinal channel, side channel and roll channel, the formation of stabilization algorithms for the longitudinal channel, side channel and roll channel, the formation of corrective and smoothing filters of the longitudinal channel, side channel and roll channel , evaluation of the operation of the three-channel aircraft stabilization system in terms of compliance with the selected quality criteria. The program code can be written in "C", "Matlab" or other programming languages.

Устройство для реализации заявляемого способа (фиг. 1-2) может включать в себя пользовательский интерфейс, вариант исполнения которого представлен на фиг. 2. Экран пользовательского интерфейса может быть разделен на три области: область ввода данных 19, область управления 20 и область отображения 21. Меню, кнопки и всплывающие диалоговые окна позволяют корректировать исходные данные и сохранять текущие настройки.A device for implementing the inventive method (Figs. 1-2) may include a user interface, an embodiment of which is shown in Figs. 2. The user interface screen can be divided into three areas: data entry area 19, control area 20 and display area 21. Menus, buttons and pop-up dialogs allow you to adjust the source data and save the current settings.

Модуль задания исходных данных 1 может быть выполнен в виде области ввода данных пользовательского интерфейса 19. С помощью модуля задания исходных данных 1 могут быть заданы начальные условия: высота и скорость полета летательного аппарата, тип регулятора, подстроечные коэффициенты, параметры фильтров для продольного канала, бокового канала и канала крена для блока проверки работы алгоритмов адаптации каналов при их взаимодействии 17.The initial data input module 1 can be made in the form of a user interface data input area 19. Using the initial data input module 1, the initial conditions can be set: the aircraft altitude and flight speed, controller type, tuning coefficients, filter parameters for the longitudinal channel, side channel and roll channel for the unit for checking the operation of channel adaptation algorithms during their interaction 17.

Запуск программы (кнопка «Запуск расчета») может быть осуществлен с помощью области управления пользовательского интерфейса 20.The launch of the program (button "Start calculation") can be carried out using the control area of the user interface 20.

Результаты работы способа могут быть визуализированы с помощью области отображения пользовательского интерфейса 21. На фиг. 3 представлен вариант исполнения области отображения с двумя графиками: первый - зависимость значений перегрузки продольного канала от времени для исходной системы, второй - зависимость значений перегрузки продольного канала от времени для продольного канала системы стабилизации, скорректированной с помощью синтезированного корректирующего фильтра. Для бокового канала могут быть представлены аналогичные графики зависимости значений перегрузки от времени, а для канала крена - графики зависимости значений угла крена от времени.The results of the method can be visualized using the display area of the user interface 21. In FIG. Figure 3 shows a variant of the display area with two graphs: the first is the dependence of the longitudinal channel overload on time for the original system, the second is the dependence of the longitudinal channel overload on time for the longitudinal channel of the stabilization system, adjusted using a synthesized correction filter. For the side channel, similar graphs of the dependence of the overload values on time can be presented, and for the roll channel, the graphs of the dependence of the angle of the roll on time.

При определении характеристического полинома замкнутой системы оптимизируемые параметры (настройки) должны быть представлены в коэффициентах характеристического полинома в явном виде, вычисление корней характеристического полинома производят как функции оптимизируемых параметров (настроек).When determining the characteristic polynomial of a closed system, the optimized parameters (settings) must be presented in the coefficients of the characteristic polynomial in explicit form, the calculation of the roots of the characteristic polynomial is performed as functions of the optimized parameters (settings).

Начальные условия полета летательного аппарата: высоту Н, м и скорость полета V, м/с передают в модуль задания исходных данных 1, затем в модули формирования математических моделей продольного 2, бокового 6 и канала крена 10 системы стабилизации. Блоки стабилизации продольного 3, бокового 7 и канала крена 11 формируют сигналы на отклонения рулей летательного аппарата δв, δн, δэ. Передаточные функции отношения угловых скоростей к углам отклонения рулей δв, δн, δэ задают в модулях формирования математической модели и хранения результатов моделирования продольного канала 2, бокового канала 6 и канала крена 10, формируют значения угловых скоростей ωz, ωy,ωx, и передают на продольный, боковой канал и канал крена системы стабилизации в качестве обратных связей. Для расчета передаточных функций используют блоки формирования перегрузки продольного канала 5 и бокового канала 9, и блок формирования угла крена канала крена 13, а также отношения перегрузок ny, nz и угла крена γ к угловым скоростям ωz, ωy,ωx. Перегрузки ny, nz и угол крена γ передают в блоки стабилизации продольного канала 3, бокового канала 7 и канала крена 11 в качестве обратных связей. В модулях формирования математической модели и хранения результатов моделирования продольного канала 2, бокового канала 6 и канала крена 10 системы стабилизации летательного аппарата формируют характеристические полиномы, передаваемые в блоки формирования алгоритмов адаптации продольного канала 14, бокового канала 15 и канала крена 16.The initial flight conditions of the aircraft: the height N, m and the flight speed V, m / s are transmitted to the input data module 1, then to the modules for generating mathematical models of longitudinal 2, side 6 and roll channel 10 of the stabilization system. The stabilization blocks of the longitudinal 3, lateral 7 and roll channel 11 generate signals for deviations of the rudders of the aircraft δ in , δ n , δ e . The transfer functions of the ratio of the angular velocities to the rudder deflection angles δ в , δ н , δ е are set in the modules for generating a mathematical model and storing the results of modeling the longitudinal channel 2, side channel 6, and roll channel 10; they form the values of angular velocities ω z , ω y , ω x , and transmit to the longitudinal, lateral and roll channels of the stabilization system as feedbacks. For the calculation of transfer functions use blocks forming a longitudinal channel congestion 5 and the side channel 9 and the block channelization roll angle of roll 13 as well as the relationship overload n y, n z and γ roll angle to the angular velocity ω z, ω y, ω x . Overloads n y , n z and the angle of heel γ are transmitted to the stabilization blocks of the longitudinal channel 3, side channel 7 and the channel 11 of the roll as feedbacks. In the modules for generating a mathematical model and storing the results of modeling the longitudinal channel 2, side channel 6 and roll channel 10 of the aircraft stabilization system, characteristic polynomials are generated, which are transmitted to the adaptation algorithm generation blocks for longitudinal channel 14, side channel 15 and roll channel 16.

Блоки формирования алгоритмов адаптации продольного канала 14, бокового канала 15 и канала крена 16 формируют коэффициенты адаптации и наборы корректирующих и сглаживающих фильтров для каналов: продольного, бокового и крена трехканальной системы стабилизации. Корректирующие и сглаживающие фильтры вводятся для повышения быстродействия и качества управления следящей системой в режиме управления.Blocks for the formation of adaptation algorithms for the longitudinal channel 14, side channel 15, and roll channel 16 form adaptation coefficients and sets of corrective and smoothing filters for the channels: longitudinal, lateral, and roll of the three-channel stabilization system. Correction and smoothing filters are introduced to improve the speed and quality of control of the tracking system in control mode.

Расчет параметров и формирование корректирующего фильтра может быть произведено в виде:Calculation of parameters and the formation of a correction filter can be made in the form of:

Figure 00000004
,
Figure 00000004
,

где krat - подстроечный коэффициент, используемый при окончательной настройке системы (при уменьшении подстроечного коэффициента возрастает быстродействие, но увеличивается перерегулирование),

Figure 00000005
- ближайшие к мнимой оси
Figure 00000006
корней характеристического полинома, используемых при расчете корректирующего фильтра, Iоn - коэффициент максимальной степени устойчивости.where krat is the tuning factor used in the final setup of the system (with a decrease in the tuning factor, the speed increases, but the overshoot increases),
Figure 00000005
- closest to the imaginary axis
Figure 00000006
the roots of the characteristic polynomial used in the calculation of the correction filter, Iоn is the coefficient of the maximum degree of stability.

Варьирование оптимизируемых параметров (настроек) для максимального удаления крайнего правого корня устойчивого характеристического полинома от мнимой оси производят по критериюVariation of optimized parameters (settings) for maximum removal of the extreme right root of the stable characteristic polynomial from the imaginary axis is carried out according to the criterion

Figure 00000007
,
Figure 00000007
,

где λi - корни характеристического полинома замкнутой системы степени n, K1, K2, …, Km оптимизируемые параметры (настройки).where λ i are the roots of the characteristic polynomial of a closed system of degree n, K 1 , K 2 , ..., K m optimized parameters (settings).

Формирование сглаживающего фильтра

Figure 00000008
может быть произведено в виде:Smoothing Filter Formation
Figure 00000008
can be produced in the form of:

Figure 00000009
,
Figure 00000009
,

где

Figure 00000010
- постоянная времени, варьирование которой позволяет уменьшить величину перерегулирования.Where
Figure 00000010
- time constant, the variation of which reduces the amount of overshoot.

В качестве одного из примеров конкретного выполнения последовательно соединенные по крайней мере один корректирующий и один сглаживающий фильтры могут быть подключены к входу блока проверки работы алгоритмов адаптации каналов при их взаимодействии 17.As one example of a specific embodiment, at least one corrective and one smoothing filter can be connected in series to the input of the unit for checking the operation of channel adaptation algorithms during their interaction 17.

Корректирующие и сглаживающие фильтры могут представлять собой как блок цифровой части, так и блок аналоговой части. Синтез корректирующих фильтров целесообразно применять для систем стабилизации в широком спектре задач.Corrective and smoothing filters can be either a digital part block or an analog part block. The synthesis of corrective filters is appropriate for stabilization systems in a wide range of tasks.

Модули формирования математической модели продольного 2, бокового 6 и канала крена 10 и блоки формирования алгоритмов адаптации продольного канала 14, бокового канала 15 и канала крена 16 могут быть реализованы на базе автоматизированного рабочего места (АРМ).Modules for generating a mathematical model of longitudinal 2, lateral 6, and roll channel 10 and blocks for generating adaptation algorithms for longitudinal channel 14, lateral channel 15, and roll channel 16 can be implemented on the basis of an automated workstation (AWS).

Заявляемый способ параметрической оптимизации системы стабилизации летательного аппарата универсален и может быть применен при разработке систем стабилизации летательных аппаратов с разными аэродинамическими схемами.The inventive method of parametric optimization of the stabilization system of the aircraft is universal and can be applied in the development of stabilization systems of aircraft with different aerodynamic schemes.

Claims (8)

1. Способ параметрической оптимизации системы стабилизации летательного аппарата, заключающийся в том, что на первоначальном этапе в качестве исходных данных вводят данные о начальных условиях полета летательного аппарата, для каждого канала управления задают значения сигналов управления и значения критериев качества, затем для каждого канала управления формируют математическую модель с алгоритмом адаптации, после чего проводят оценку работы модели системы стабилизации летательного аппарата в части соответствия заданным критериям качества, отличающийся тем, что формируют единый алгоритм адаптации модели системы стабилизации летательного аппарата, проводят оценку работы модели системы стабилизации летательного аппарата в части соответствия заданным критериям качества, сохраняют результаты оценки работы модели системы стабилизации в случае соответствия заданным критериям качества, в противном случае перенастраивают значения критериев качества и производят повторный цикл операций по формированию математических моделей каналов системы стабилизации, формированию алгоритма адаптации, оценке работы модели многоканальной системы стабилизации летательного аппарата.1. The method of parametric optimization of the aircraft stabilization system, which consists in the fact that at the initial stage, data on the initial flight conditions of the aircraft are entered as initial data, values of control signals and values of quality criteria are set for each control channel, then for each control channel they are formed a mathematical model with an adaptation algorithm, after which they evaluate the performance of the model of the aircraft stabilization system in terms of compliance with the specified criteria quality, characterized in that they form a unified algorithm for adapting the model of the aircraft stabilization system, evaluate the operation of the model of the aircraft stabilization system in terms of compliance with the specified quality criteria, save the results of the evaluation of the stabilization system model if it meets the specified quality criteria, otherwise, reconfigure the values quality criteria and carry out a repeated cycle of operations to form mathematical models of channels of the stabilization system, forming aniyu adaptation algorithm, the evaluation of the model aircraft multichannel system stabilization. 2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве данных о начальных условиях полета вводят данные о начальной высоте и начальной скорости летательного аппарата.2. The method according to p. 1, characterized in that as data on the initial flight conditions enter data on the initial altitude and initial speed of the aircraft. 3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве каналов управления используют продольный канал, боковой канал и канал крена.3. The method according to p. 1, characterized in that the control channels use a longitudinal channel, a side channel and a roll channel. 4. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве сигналов управления в каждом канале управления используют заданные значения перегрузки по одной из осей связанной системы координат летательного аппарата или заданные значения одного из углов, выбранных из группы углов, состоящей из угла тангажа, угла рысканья и угла крена.4. The method according to p. 1, characterized in that the control signals in each control channel use the specified overload values along one of the axes of the associated coordinate system of the aircraft or the specified values of one of the angles selected from the group of angles consisting of the pitch angle, yaw angle and roll angle. 5. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в каждом канале управления системы стабилизации летательного аппарата в качестве оптимизируемых параметров используют по три коэффициента адаптации.5. The method according to p. 1, characterized in that in each control channel of the aircraft stabilization system, three adaptation coefficients are used as optimized parameters. 6. Способ по пп. 1 и 5, отличающийся тем, что в качестве оптимизируемых параметров, представляющих собой коэффициенты адаптации, в продольном канале управления используют коэффициент от рассогласования продольной перегрузки, коэффициент интеграла от рассогласования продольной перегрузки и коэффициент по угловой скорости продольного канала, в боковом канале управления используют коэффициент от рассогласования боковой перегрузки, коэффициент интеграла от рассогласования боковой перегрузки и коэффициент по угловой скорости бокового канала управления, в канале управления по крену используют коэффициент от рассогласования угла крена, коэффициент интеграла от рассогласования угла крена и коэффициент от угловой скорости канала крена.6. The method according to PP. 1 and 5, characterized in that as the optimized parameters, which are adaptation coefficients, in the longitudinal control channel use the coefficient from the mismatch of the longitudinal overload, the integral coefficient from the mismatch of the longitudinal overload and the coefficient in the angular velocity of the longitudinal channel, in the side control channel use the coefficient from mismatch of lateral overload, coefficient of integral from mismatch of lateral overload and coefficient of angular velocity of lateral control channel , In the roll control channel use rate of the roll angle error, the integral of the error ratio of the roll angle and roll rate of the angular speed of the channel. 7. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве критериев качества используют критерий быстродействия, и/или колебательности, и/или перерегулирования, и/или устойчивости работы системы стабилизации летательного аппарата.7. The method according to p. 1, characterized in that the quality criteria use the criterion of speed, and / or vibration, and / or overshoot, and / or the stability of the stabilization system of the aircraft. 8. Способ по п. 1, отличающийся тем, что при формировании алгоритма адаптации используют по меньшей мере один корректирующий и/или по меньшей мере один сглаживающий фильтр.8. The method according to p. 1, characterized in that when forming the adaptation algorithm, at least one corrective and / or at least one smoothing filter is used.
RU2017126034A 2017-07-20 2017-07-20 Method of parametric optimization of an aircraft stabilization system RU2657045C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017126034A RU2657045C1 (en) 2017-07-20 2017-07-20 Method of parametric optimization of an aircraft stabilization system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017126034A RU2657045C1 (en) 2017-07-20 2017-07-20 Method of parametric optimization of an aircraft stabilization system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2657045C1 true RU2657045C1 (en) 2018-06-08

Family

ID=62560367

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017126034A RU2657045C1 (en) 2017-07-20 2017-07-20 Method of parametric optimization of an aircraft stabilization system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2657045C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113568418A (en) * 2020-04-28 2021-10-29 北京理工大学 Rolling stability control method and system applied to composite guidance aircraft

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20040181499A1 (en) * 1995-08-01 2004-09-16 Guided Systems Systems Technologies, Inc. System and method for adaptive control of uncertain nonlinear processes
US8706460B2 (en) * 2009-06-13 2014-04-22 Eric T. Falangas Method of modeling dynamic characteristics of a flight vehicle
RU142322U1 (en) * 2013-09-26 2014-06-27 Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации AUTOMATED SYSTEM OF MULTI-CRITERIA CHOICE OF PARAMETERS OF A THREE-CHANNEL SYSTEM OF STABILIZATION OF AN AIRCRAFT WITH CROSS RELATIONS
RU2598130C1 (en) * 2015-07-06 2016-09-20 Василий Васильевич Ефанов Smart crew support system
RU2620280C1 (en) * 2015-12-01 2017-05-24 Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации Device to optimize algorithms of adaptation and stabilization of the flying apparatus by operative method

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20040181499A1 (en) * 1995-08-01 2004-09-16 Guided Systems Systems Technologies, Inc. System and method for adaptive control of uncertain nonlinear processes
US8706460B2 (en) * 2009-06-13 2014-04-22 Eric T. Falangas Method of modeling dynamic characteristics of a flight vehicle
RU142322U1 (en) * 2013-09-26 2014-06-27 Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации AUTOMATED SYSTEM OF MULTI-CRITERIA CHOICE OF PARAMETERS OF A THREE-CHANNEL SYSTEM OF STABILIZATION OF AN AIRCRAFT WITH CROSS RELATIONS
RU2598130C1 (en) * 2015-07-06 2016-09-20 Василий Васильевич Ефанов Smart crew support system
RU2620280C1 (en) * 2015-12-01 2017-05-24 Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации Device to optimize algorithms of adaptation and stabilization of the flying apparatus by operative method

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
U 142322 U1, 27.06.2014. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113568418A (en) * 2020-04-28 2021-10-29 北京理工大学 Rolling stability control method and system applied to composite guidance aircraft

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Tedrake LQR-trees: Feedback motion planning on sparse randomized trees.
WO2018099198A1 (en) Control method and device for attitude of unmanned aerial vehicle, and unmanned aerial vehicle
CN107065902A (en) UAV Attitude fuzzy adaptive predictive control method and system based on nonlinear model
US20180275682A1 (en) Methods and apparatus to perform observer-based control of a vehicle
CN105045093B (en) Stable Fractional Order PID parameter optimization method based on peak response index
Hjartarson et al. LPV aeroservoelastic control using the LPVTools toolbox
Grande et al. Experimental validation of Bayesian nonparametric adaptive control using Gaussian processes
CN105740525A (en) Aerodynamic data processing method and aerodynamic data processing system for aircraft
Karg et al. Learning-based approximation of robust nonlinear predictive control with state estimation applied to a towing kite
RU2657045C1 (en) Method of parametric optimization of an aircraft stabilization system
Spillman Robust longitudinal flight control design using linear parameter-varying feedback
CN110673619B (en) Flight attitude control method and device, unmanned aerial vehicle and storage medium
US20160179999A1 (en) Bounded verification through discrepancy computations
CN109062235A (en) Flight control method, device and unmanned plane
Mehranpour et al. A new fuzzy adaptive control for a Quadrotor flying robot
Nakamura-Zimmerer et al. Neural network optimal feedback control with guaranteed local stability
CN108919646B (en) Fast deflection mirror visual axis buffeting suppression method based on support vector machine
Morelli Transfer function identification using orthogonal Fourier transform modeling functions
CN110262541A (en) Unmanned aerial vehicle (UAV) control method, apparatus, unmanned plane, remote controler and storage medium
CN114610055B (en) Aircraft control method and aircraft
Ye et al. Flight envelope protection control based on reference governor method in high angle of attack maneuver
CN113189866B (en) Method for identifying state space model of tilt rotor unmanned aerial vehicle
Quindlen et al. Region-of-convergence estimation for learning-based adaptive controllers
Ameho et al. Linear parameter varying controllers for the ADMIRE aircraft longitudinal dynamics
Romero et al. Nonlinear control of quadcopters via approximate dynamic programming