Излагается методика синтеза цифровых систем управления для нелинейных объектов c ограничителями в условиях неполной информации. Рассматриваются замкнутые следящие системы с отрицательной обратной связью. Для построения регулятора, который включается последовательно с объектом управления, предлагается использовать искусственные нейронные сети.

Такой подход эффективен, когда известные классические методы не позволяют напрямую синтезировать управление. Это происходит, например, в случае, если математическая модель является существенно нелинейной и не полностью определена. Разработанные методы позволяют расширить класс технических систем, для которых возможен прямой (без использования различного рода упрощений) синтез близких к оптимальным законов управления. Кроме того, нейросетевые регуляторы обладают свойствами робастности, адаптивности, являются исходно цифровыми, т. е. имеют те качества, которые очень востребованы на практике. В статье основное внимание уделяется таким проблемам, как выбор структуры нейросети для нейроимитатора и нейрорегулятора, построение обучающей выборки, обеспечение сходимости процесса корректировки весов. Для обучения нейросетей в качестве базового используется метод обратного распространения ошибки.

Следует отметить, что сегодня нейросетевые технологии достаточно широко распространены в различных сферах деятельности. Впечатляют успехи, продемонстрированные в области обработки звука, изображения, автоматического перевода, в системах навигации, при обработке больших данных. Однако их применение в системах автоматического управления не столь широко. Авторы статьи считают, что потенциал искусственных нейронных сетей может быть использован в данном направлении. При этом следует понимать, что применение нейросетей эффективно лишь при определенных условиях и свойствах объекта управления.

Проведен анализ способов улучшения равномерности гальванических покрытий, среди которых наиболее перспективным для многономенклатурного серийного типа производства является управление токовым режимом. Для управления токовым режимом рассматривается гальванический процесс как объект управления и описывается его математическая модель (с распределенными координатами на базе законов Фарадея и Ома, а также дифференциального уравнения Лапласа в частных производных). Из-за сложности математической модели гальванического процесса поиск оптимального управления невозможен в режиме реального времени и требует длительных предварительных расчетов. Применение ассоциативной памяти в интеллектуальной системе позволит сформировать управление, которое соответствует текущему состоянию гальванического процесса и заданному критерию качества (равномерности покрытия) в реальном времени. Предложен алгоритм работы блока формирования знаний, подразумевающий применение интеллектуальной системы управления в условиях предсказуемой неопределенности с ассоциативной памятью матричного типа. Заполнение строк ассоциативной памяти осуществляется на основе аппроксимации критерия равномерности квадратичной функцией и выбора ее значений при заданных потерях в качестве. Рассмотрен алгоритм работы регулятора, который использует управление из строки ассоциативной памяти, имеющей взвешенную метрику, наиболее близкую к нормализованным значениям входных переменных. Предложен алгоритм работы блока оценки качества на основе определения влияния входных переменных на выходную переменную посредством расчета их весовых коэффициентов значимости, для определения значений которых используются максимальные значения, размах и максимальные локальные изменения для вероятности неотрицательности отклонения выходной переменной от ее заданного значения. Для анализа эффективности предложенных алгоритмов работы блоков интеллектуальной системы управления гальваническим процессом на базе ассоциативной памяти с точки зрения длительности поиска управления и потери в равномерности покрытия проведен вычислительный эксперимент.

Рассматриваются вопросы определения положения беспилотного транспорта (БТ) в тоннелях в условиях отсутствия сигналов глобальных навигационных спутниковых систем (ГНСС) и неблагоприятных условий эксплуатации, таких как недостаточная освещенность, высокая влажность, радиоактивность и другие. Авторами предложен метод навигации БТ, основанный на явлении электромагнитной индукции. На борту БТ находятся генератор высоких частот, радиопередающий блок, радиоприемный блок, информационно-управляющая система, а под несущей или опорной поверхностью движителя БТ расположена согласованная с окружающей средой посредством активной нагрузки однопроводная линия радиопередачи. Генератор высоких частот передает ток высокой частоты на радиопередающий блок, возбуждающий однопроводную линию радиопередачи, которая излучает высокочастотный радиосигнал, поступающий на радиоприемный блок для дальнейшего преобразования информационно-управляющей системой в электрические сигналы управления БТ. В качестве излучающих антенн из состава радиопередающего блока могут быть использованы магнитные рамки или электрические вибраторы, а в качестве приемных антенн — магнитные рамки или ферритовые датчики, возбуждаемые высокочастотным магнитным полем линии радиопередачи. В статье обсуждается влияние окружающего пространства на процессы излучения и приема радиосигналов. Проведена компьютерная апробация разработанного метода в системе трехмерного электромагнитного моделирования. Для передачи и приема радиосигнала использовались электрически малые рамочные антенны, расположенные ортогонально. Показано, что анализ фазы коэффициента передачи в обоих случаях может дать достаточную информацию о направлении и значении отклонения от трассы, задаваемой с помощью линии радиопередачи. Результаты исследования могут быть полезны для разработки навигационных систем БТ в условиях ограниченной доступности сигналов ГНСС.

В настоящее время требования к точности авиационных бортовых систем измерений постоянно повышаются, тогда как датчики имеют различные погрешности измерения сигналов, прежде всего случайные. Зашумленные сигналы, полученные из бортовых измерений, могут быть сглажены или отфильтрованы различными способами. Одним из наиболее популярных подходов является фильтрация Калмана, эффективность которой была доказана многими исследованиями.

В данной работе проводится сравнительный анализ расширенного фильтра Калмана и сигма-точечного, или взвешенного, фильтра Калмана, применяемых для оценивания угла тангажа самолета с использованием данных стендового моделирования. При моделировании водились также нормальные шумы измерений. По результатам, полученным в данной работе, можно отметить, что взвешенный фильтр Калмана работает лучше, когда априорные знания о шумах объекта и наблюдений достоверны. Однако эффективность взвешенного фильтра Калмана при оценке сигнала снижается, когда априорные знания о процессе становятся неопределенными, в то время как производительность расширенного фильтра Калмана остается стабильной. Это связано с тем, что взвешенный фильтр Калмана использует более сложные аппроксимации, которые характеризуются высокой чувствительностью к точности принятых допущений. Полученные результаты также показывают, что различные варианты калмановской фильтрации сохраняют актуальность по сравнению с распространившимися в последние годы методами сглаживания, основанными на идеях оптимального управления и эволюционных алгоритмах численной оптитмизации.

Изложены методы определения действительных значений углов атаки и скольжения, параметрической идентификации математических моделей погрешностей бортовых измерений аэродинамических углов в технологии оценивания средств определения воздушных параметров с применением спутниковых навигационных систем при проведении летных испытаний воздушных судов.

Технология разработана и внедрена в практику летных испытаний в АО "ЛИИ им. М. М. Громова", показывает высокую эффективность при проведении испытаний авиационной техники с задачами оценки бортовых средств определения воздушных параметров, вертикального эшелонирования, летно-технических и взлетно—посадочных характеристик объектов, охватывает широкий круг вопросов аэрометрических измерений, многие из которых уже были освещены в печати. В данной работе внимание уделяется измерениям аэродинамических углов.

Обсуждаются особенности определения углов атаки и скольжения с использованием информационных потоков средств определения воздушных параметров, спутниковой и инерциальной навигационных систем. Представлены выражения для определения углов атаки и скольжения при проведении испытаний, факторы погрешностей измерений, структура математической модели аэродинамической погрешности бортовых измерений угла атаки в стационарном приближении.

Рассмотрены алгоритмы решения задач на установившихся и неустановившихся режимах полета, взлета и посадки. Отмечается полнота решения для вектора скорости ветра.

Выполнены оценки методических погрешностей определения аэродинамических углов с применением средств и методов технологии, показывающие их соответствие современным требованиям.

Эффективность применения технологии подтверждается материалами летных испытаний ближнемагистрального самолета. Показаны типовые примеры представления материалов испытаний, характерные особенности измерений в зависимости от вида испытательного режима, факторов аэродинамического влияния.

Обсуждаются вопросы синтеза программного управления переориентацией малоразмерного космического аппарата. Рассматривается пространственное угловое движение малоразмерного космического аппарата нанокласса, описываемое в кватернионной форме. При описании углового движения малоразмерного космического аппарата учитываются внешние моменты — гравитационный и аэродинамический. Переориентация малоразмерного космического аппарата происходит из некоторого начального положения (при этом в работе принимается, что компоненты угловой скорости не превышают 0,1 °/с) в требуемое конечное положение за наперед заданное время. Подход основан на представлении структуры программы управления в виде четных рядов Фурье. Выбор четных рядов Фурье обусловлен тем фактом, что они позволяют описывать сложное поведение программы управления. Коэффициенты четных рядов Фурье определяются в результате решения задачи оптимизации с помощью метода нулевого порядка. В качестве метода нулевого порядка выбран метод дифференциальной эволюции. Ранее такой подход показал свою эффективность при построении номинальной траектории переориентации малоразмерного космического аппарата в случае штатного функционирования каналов управления. В работе рассматривается подход к построению программного управления в случае отказа одного канала управления. Задача построения программного управления сводится к задаче поиска 34 коэффициентов, обеспечивающих выполнение граничных условий. Приводятся результаты численного моделирования, подтверждающие возможность решения задачи построения номинальной программы управления ориентаций малоразмерного космического аппарата в случае отказа одного канала управления. Для сравнения приводятся результаты решения задачи как для штатной работы исполнительных устройств, так и в случае отказа одного канала управления. Из результатов численного моделирования видно, что значение управляющего момента отличается на порядок в случае отказа одного канала, но является достижимой для магнитных исполнительных устройств, которые часто используются для малоразмерных космических аппаратов нанокласса стандарта CubeSat.