WWW.DISSERS.RU

БЕСПЛАТНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ БИБЛИОТЕКА

загрузка...
   Добро пожаловать!

Pages:     || 2 |

На правах рукописи

Ли Вэй

МЕТОДИКА ОБРАБОТКИ ИНФОРМАЦИИ ДЛЯ ОЦЕНИВАНИЯ ДВИЖЕНИЯ ЛЕГКОГО САМОЛЕТА

Специальность 05.07.09
«Динамика, баллистика, управление движением летательных аппаратов»

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени
кандидата технических наук

Москва – 2008

Работа выполнена на кафедре «Системный анализ и управление» Московского авиационного института (государственного технического университета).

Научный руководитель: Доктор технических наук, профессор

Вениамин Васильевич Малышев

Официальные оппоненты: Доктор технических наук, профессор

Почукаев Владимир Николаевич

Кандидат технических наук, доцент

Сыпало Кирилл Иванович

Ведущая организация: ФГУП «НПО им. С.А.Лавочкина».

Защита диссертации состоится ‘‘ ’’ 2009 г. в часов на заседании диссертационного совета Д.125.12.22 Московского авиационного института (государственного технического университета) по адресу: 125993, Москва, А-80, ГСП, Волоколамское шоссе, д.4.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Московского авиационного института (государственного технического университета).

Автореферат разослан « » 2009 г.

Ученый секретарь диссертационного совета В.В. Дарнопых

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТА

Актуальность темы диссертации. В настоящее время большое внимание уделяется созданию легких самолетов, предназначенных для решения различных задач мониторинга природных и техногенных катастроф. Важным этапом создания такого самолета являются исследования, в процессе которых уточняются аэродинамические и другие характеристики самолета, а также отрабатывается система управления. При этом используется информация, получаемая от различных измерительных приборов, в том числе устанавливаемых на борту самолета. Для возможности получения достоверной и точной информации необходим предварительный анализ точностных характеристик приборов с целью принятия последующего решения о приборной комплектации самолета. Поэтому тема диссертации, посвященной разработке методики теоретических и экспериментальных исследований для отработки вопросов аэродинамики, динамики полета легкого самолета, включая методику корреляционного анализа характеристик приборов, используемых при проведении исследований, является актуальной.

Объект диссертационного исследования – легкий самолет, предназначенный для мониторинга природных и техногенных катастроф.

Предмет исследования – комплексная методика обработки информации при проведении исследования движения легкого самолета.

Целью работы является повышение эффективности проведения исследований движения легкого самолета путем формирования точностных требований к измерительным средствам, используемым при статистической обработке результатов исследований.

Задачи, решаемые для достижения указанной цели.

  1. Формирование математических моделей атмосферных возмущений (вариаций плотности атмосферы, ветровых порывов и турбулентности атмосферы) и их адаптация применительно к решению задач оптимальной статистической обработки информации.
  2. Выявление погрешностей определений аэродинамических характеристик на основе использования модифицированных фильтров Калмана.
  3. Статистический анализ влияния инструментальных ошибок на точность определения основных характеристик легкого самолета.
  4. Определение требуемых точностных характеристик приборов.

Методы исследования. В диссертационной работе основу исследований составляют методы теории вероятностей и случайных процессов, включая современные методы оптимальной статистической обработки информации, методы динамика полета, а также вычислительная математика пакета MATLAB.

Научная новизна результатов диссертационной работы.

1. Разработан комплексный подход к решению задачи выбора математического обеспечения для выполнения анализа результатов исследования движения легкого самолета, включающий формирование математических моделей движения самолета, описание возмущений, действующих на самолет в полете, а также выбор состава измерительных средств, используемый при исследованиях.

2. Предложена процедура решения задачи идентификации характеристик самолета на основе модифицированного фильтра Калмана.

3. Разработан алгоритм корреляционного анализа инструментальных ошибок измерительных средств и их влияния на качество процесса оценивания характеристик самолета.

Практическая значимость результатов работы.

1. Предложенные в диссертационной работе математические модели, методы, алгоритмы и программно-математическое обеспечение позволяют оперативно решать задачи идентификации аэродинамических характеристик легкого самолета в процессе анализа результатов исследования движения легкого самолета.

2. Полученные научные результаты имеют методическую направленность и позволяют сократить время и повысить достоверность результатов обработки информации при проведении исследования движения легкого самолета.

3. Разработанный алгоритм корреляционного анализа характеристик приборов позволяет выявить влияние инструментальных ошибок на качество оценок динамических параметров.

4. Отдельные результаты работы могут быть использованы в процессе проектирования и разработки легкого самолета и его системы управления.

Достоверность результатов, полученных в диссертационной работе, подтверждается корректным использованием математических моделей движения самолета, методов статистической обработки информации и алгоритмов корреляционного анализа характеристик приборов, а также проведенным в значительном объеме математическим моделированием процессов обработки результатов измерений с получением непротиворечивых результатов.

Основные положения диссертационной работы, выносимые на защиту.

1. Математические модели движения легкого самолета и атмосферных возмущений, адаптированные для использования в алгоритмах оптимальной статистической обработки результатов исследования движения легкого самолета.

2. Методика комплексной обработки информации, основанная на использовании модифицированного фильтра Калмана.

3. Методика корреляционного анализа характеристик приборов и исследования влияния инструментальных погрешностей на ошибки оценок динамических параметров и их дисперсии.

4. Результаты численного тестирования разработанного в среде MATLAB программно-математического обеспечения, реализующего предложенные алгоритмы оптимальной статистической обработки информации.

Апробация работы. Результаты диссертационной работы опубликованы в виде двух статей в журнале «Вестник МАИ» в 2008 и 2009 г.г., докладывались на 12-й Международной конференции «Системный анализ, управление и навигация», Евпатория в 2007 г. и неоднократно обсуждались на научном семинаре кафедры 604 Московского авиационного института.

Объем и структура работы. Диссертационная работа состоит из введения, трех глав, выводов по работе и списка литературы. Работа содержит …. страниц, ….. рисунков.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ111

Во введении обосновывается актуальность задачи создания эффективной методики организации и обработки результатов исследования движения легкого самолета, определяются объект и предмет научных исследований, проводится анализ известных публикаций по тематике диссертационной работы, формулируется решаемая в диссертации научно-техническая задача, кратко характеризуется содержание работы,определяется научная новизна полученных автором результатов и приводятся основные результаты, выносимые на защиту.

В первой главе исследованы принципы выбора математических моделей движения легкого самолета, предназначенных для решения задач идентификации характеристик самолета при обработке результатов исследования движения легкого самолета. Сформирована иерархическая структура математических моделей движения легкого самолета, включая исходные общие нелинейные уравнения и системы линеаризованных моделей. Проведен анализ математических моделей атмосферных возмущений и даны рекомендации по их применению при решении задач обработки информации и статистическому моделированию процессов управляемого движения самолета. Осуществлен выбор формирующих фильтров атмосферных возмущений и случайных параметров. Даны рекомендации по выбору состава информационных измерительных средств, используемых при проведении исследования движения легкого самолета.

В качестве исходной математической модели рассматривались дифференциальные уравнения возмущенного пространственного движения самолета с учетом ветровых воздействий, наиболее существенно влияющих на легкий самолет.

Система нелинейных уравнений, описывающих пространственное движение самолета, была принята в следующем виде:

Здесь использованы обозначения

m, G – масса и вес самолета соответственно;

- скорость;

, - продольная и боковая дальность полета;

- высота полета;

- тяга двигателя;

- угол наклона траектории к горизонту;

, - углы пути и рыскания;

, - углы атаки и скольжения;

- угол тангажа;

- угол крена;

- скоростной угол крена;

,, - угловые скорости;

,, - моменты инерции;

X,Y,Z – аэродинамические силы;

,, - моменты сил;

- коэффициент аэродинамической продольной силы;

, - частные производные коэффициентов аэродинамической нормальной и поперечной силы по углу атаки и скольжения соответственно.

Приведенная модель движения самолета должна быть дополнена моделями возмущений, которые рассматриваются ниже.

Во второй главе излагается методика решения задачи идентификации характеристик легкого самолета по результатам исследования движения легкого самолета с использованием фильтра Калмана. Для этого уравнения движения (1) линеаризуются с введением расширенного вектора состояния динамической системы следующего вида:

Для,,,, используются уравнения формальных

формирующих фильтров

;

; ;

В итоге получаем линеаризованную динамическую модель системы

(2)

В ней -правые части системы (1).

Матрица имеет следующие ненулевые компоненты:

B-матрица размерности,ненулевые элементы,которые равны:

u-вектор управления, ненулевые элементы которого равны:

Предполагается, что в качестве измерительных устройств используются датчики GPS, барометрический измеритель высоты, три акселерометра и три датчика угловой скорости. т.е. вектор измерений Z имеет следующий вид:

Далее используется линейную модель измерений:

; (3)

где матрица имеет следующие ненулевые компоненты:

В уравнении (3) - вектор ошибок измерений, ковариационная матрица, которых является диагональной со следующими дисперсиями:

(4)

Обработка информации осуществлялась с пользованием дискретного фильтра Калмана. Рассматривалась наблюдаемая динамическая система вида:

где - переходная матрица системы (2).

Уравнения фильтрации рассматривались в следующем виде:

;

;

При моделировании процесса обработки информации принималось, что

априорная оценка вектора состояния линеаризованной системы является нулевым вектором, а ковариационная матрица ошибок априорной оценки характеризовалась следующими дисперсиями:

Результаты моделирования в виде ошибок оценок и их дисперсий показаны на рис. 1.

Рис. 1 Результаты моделирования фильтра Калмана

Анализ результатов моделирования показал, что фильтр Калмана позволяет получить оценки аэродинамических характеристик легкого самолета с достаточно высокой степенью точности.

Дальнейшия исследования процессов обработки информации были связаны с анализом влияния инструментальных ошибок измерительных средств на работу фильтра Калмана. С этой целью была разработана специальная методика корреляционного анализа влияния инструментальных ошибок на параметры движения самолета, которой посвящена третья глава диссертации.

Постановка задачи корреляционного анализа. Для получения выражения ошибок положения самолета воспользуемся уравнениями движения в векторной форме:

где-вектор скорости, -вектор кажущегося ускорения-вектор гравитационного ускорения, -радиус вектор и его проекции, характеризующие положение самолета относительно инерциальной (базовой) системы координат.

Для самолета определяющими являются сила тяги двигателя и аэродинамические воздействия. В связи с этим ошибки, обусловленные отличием гравитационного ускорения на возмущенной траектории от расчетных (номинальных) значений можно в первом приближении не учитывать без внесения существенных погрешностей в точность

расчетов, т.е. считать, что.

С учетом этого замечания ошибка по положению самолета может быть представлена в следующем виде:

(5)

где -начальный и конечный моменты исследования режима полета самолета.

Для получения точностных характеристик в соответствии с (5) необходимо вычислять вариации вектора кажущегося ускорения относительно инерциальной системы координат, в которой тем или иным способом заданы координаты самолета.

Дальнейший анализ точности проводится в предположении, что используются акселерометры и датчики угловой скорости, т.е. измерения выполняются в связанной с самолетом системе координат. В связи с этим возникает необходимость пересчета показаний измерительных приборов в базовую систему координат.

Однако на практике при оценке влияния погрешностей приборов на отклонения траектории более удобным оказывается использование не инерциальной системы координат, а траекторной системы координат, применительно к которой выполняются последующие вычисления. В этом случае приходится выполнять ряд дополнительных преобразований, связанных с выявлением положения и поворотов одной неинерциальной системы координат относительно другой.

Pages:     || 2 |






© 2011 www.dissers.ru - «Бесплатная электронная библиотека»