Рассмотрена проблема управления гибридной силовой установкой автомобиля, состоящей из двигателя внутреннего сгорания, синхронного электродвигателя с постоянными магнитами и синхронного генератора. Формирование управляющего воздействия осуществляется с учетом связи вышеперечисленных объектов друг с другом с помощью планетарной передачи. Математические модели трех перечисленных двигателей являются нелинейными с несколькими каналами управления. Кроме того, принцип действия гибридной силовой установки требует одновременной работы данных двигателей и, соответственно, построения необходимых взаимосвязанных управляющих воздействий. Для синтеза законов векторного управления гибридной силовой установкой используется метод аналитического конструирования агрегированных регуляторов (АКАР). В рамках этого метода возможна работа с полной нелинейной моделью объекта управления. В отличие от традиционного подхода — конструирования отдельного стабилизирующего управления для каждого канала регулирования — в этом методе используется совместное управление по всем переменным в целях перевода объекта в желаемое состояние. В этом случае для ряда вариантов алгоритмов управления связи между каналами управления осуществляются не косвенно через объект управления, а непосредственно формируются в регуляторе. Также в законах управления учтены неизвестные внешние возмущения, которые компенсировались с использованием принципа интегральной адаптации. В данной работе приведен один из режимов работы гибридной силовой установки во время разгона автомобиля. Сначала работает только электродвигатель, по мере разгона автомобиля подключается двигатель внутреннего сгорания, и на больших скоростях автомобиля работает только он. Данный режим работы гибридной силовой установки позволяет использовать оба двигателя в наиболее удобном для них диапазоне угловых скоростей, что приводит к экономичному расходу топлива и заряда аккумуляторных батарей. Кроме того, второй электродвигатель работает в генераторном режиме и переводит часть механического момента на подзарядку аккумуляторных батарей.

Статья описывает разработку метода управления передвижением двуногого шагающего робота по произвольной траектории на основе линейно-квадратичного регулятора с прогнозированием, использующего линейный фильтр Калмана для оценки состояния робота. Критерием устойчивости движения в работе выбрана точка нулевого момента. Проведены эксперименты на виртуальной модели робота AR601, подтверждающие эффективность предложенного метода.

Представлен краткий обзор истории создания и развития геометрических математических моделей и применения пневматических мускулов (ПМ) и баллонных цилиндров (БЦ). ПМ и БЦ представляют собой гибкую и надувающуюся оболочку, при этом перемещение, развиваемое этими элементами, зависит от внутреннего давления. Перемещение осуществляется в осевом направлении и зависит от изменения внутреннего давления. При этом происходит изменение формы оболочки. Рассматриваемые двигатели можно разделить на два типа — тянущие и толкающие. Направление перемещения зависит от соотношения длины элемента и диаметра оболочки. ПМ относится к тянущему типу, БЦ — к толкающему. В последнее время увеличилось промышленное и научное использование рассматриваемых элементов, поскольку по сравнению с пневматическими цилиндрами они обладают рядом преимуществ, таких как малая масса, плавность хода на малых скоростях, большие начальные усилия. Рассмотрены такие конструкции, как оплетенные, складчатые и другие ПМ. В данной статье обсуждаются наиболее часто используемые подходы к созданию геометрических математических моделей ПМ и БЦ. Рассматриваемые математические модели связывают такие параметры ПМ и БЦ, как развиваемое усилие, изменение осевой длины элемента, изменение давления во внутренней полости, диаметр и свойства материала, из которого выполнен сам элемент. В основном для управления ПМ и БЦ требуется контролировать его длину или развиваемое усилие. Представлены российский и зарубежные подходы к созданию геометрических математических моделей ПМ и БЦ. Описаны также возможности применения ПМ и БЦ в различных областях, таких как биоробототехника, медицина и в промышленности. В заключение приведены возможности для уточнения рассмотренных подходов к созданию геометрических математических моделей ПМ и БЦ.

 We propose the new version of separating the process of integrating the differential equations, which describe the functioning of the strapdown inertial navigation system (SINS) in the normal geographic coordinate system (NGCS), into rapid and slow cycles. In this version, the vector of the relative velocity of an object is represented as a sum of a rapidly changing component and a slowly changing component. The equation for the rapidly changing component of the relative velocity includes the vectors of angular velocities of the Earth’s rotation, NGCS rotation, and, at the same time, the vectors of the apparent acceleration and gravity acceleration, because these accelerations partially balance each other, and at rest relative to the Earth are balanced completely. The equation of the slowly changing component of the relative velocity includes only the vector of angular velocity of the Earth’s rotation and the vector of NGCS rotation. The quaternion orientation of an object relative to the NGCS is represented as a product of two quaternions: a rapidly changing one, which is determined by the absolute angular velocity of an object, and slowly changing one, which is determined by the angular velocity of the NGCS. The right parts of the equations for each group of variables depend on the rapidly changing and slowly changing variables. In order to enable the independent integration of the slow and rapid cycle equations, the algorithm have been developed for integrating the equations using the predictor and corrector for the cases of instantaneous and integral information generated by SINS sensors. At each predictor step the Euler method is used to estimate the longitude, latitude and altitude of an object, slowly changing component of the relative velocity, and slowly changing multiplier of the orientation quaternion at the rightmost point of the slow cycle. Then the Euler-Cauchy method is used to integrate the equations for the rapidly changing components on the rapid cycle intervals, which are present in the slow cycle. The necessary values of the slowly changing components in the intermediate points are calculated using the formulas of linear interpolation. After the rapidly changing components are estimated at the rightmost point of the slow cycle, at the corrector step the Euler-Cauchy method is used to refine the values of the slowly changing components at the rightmost point of the slow cycle. Note that at the beginning of each slow cycle step the slowly changing component of velocity is equal to the value of the relative velocity of an object, and the rapidly changing component is zero. Similarly, at the beginning of each slow cycle step the slowly changing multiplier of object’s orientation quaternion equals to the quaternion of orientation of an object relative to the NGCS, and the rapidly changing multiplier of the orientation of an object has its scalar part equal to one, and its vector part equal to zero (this formula is derived from the quaternion formula for adding the finite rotations). SINS on a stationary base had been simulated in the presence of perturbations for a large time interval for a diving object, which drastically changes its height over short time periods. 

Рассматриваются вопросы оценки сходимости процессов, получаемых в единичных летных испытаниях авиационного комплекса и при математическом моделировании. Эта оценка выполняется на основе методов дисперсионного анализа и средств проверки статистических гипотез. Представлен пример практического применения предложенного метода к результатам летных испытаний одного из современных авиационных комплексов.

Статья посвящена актуальной теме построения малогабаритной активной боковой ручки управления (БРУ) летательным аппаратом и выявлению параметров, влияющих на ее характеристики потребления энергии. Проведен анализ структурных закономерностей построения кинематических схем активных БРУ. Анализ свидетельствует, что недостатком известных рамочных конструкций помимо больших габаритных размеров является различие динамических характеристик каналов при использовании одинаковых исполнительных механизмов приводов, так как масса исполнительного механизма привода, закрепленного на рамке, является нагрузкой для исполнительного механизма привода, закрепленного на неподвижном основании. По результатам анализа проведен синтез построения активной БРУ на основе использования кинематических пар, имеющих одну степень подвижности. Применены шарнирные механизмы, преобразующие вращательное движение входного звена (выходного вала исполнительного механизма при- вода) в качательные движения выходного звена (рукоятки БРУ) в одной плоскости. При использовании двух таких механизмов, у которых их звенья расположены перпендикулярно и соединены между собой рычагом через одноподвижные вращательные пары, получена кинематическая схема с двумя степенями подвижности. В результате предложена кинематическая схема активной БРУ, не использующая рамку. Безрамочная схема содержит два одинаковых исполнительных механизма приводов, закрепленных на неподвижном основании, при этом взаимовлияние каналов исключено. Приведен вывод передаточного числа механизма между углом поворота выходного вала исполнительного механизма и углом отклонения рукоятки. Показано, что зависимость имеет синусоидальный характер и в диапазоне рабочих углов рукоятки близка к линейной. Приведены результаты параметрического синтеза исполнительного механизма электромеханического привода БРУ, позволяющего определить минимальную мощность электродвигателя и передаточное число редуктора, обеспечивающие требуемые значения момента и скорости на выходном звене исполнительного механизма. В результате исследования специфичных режимов работы активной БРУ показано, что мощность электродвигателя зависит от требуемых значений максимальной скорости перемещения рукоятки пилотом и прилагаемого к ней усилия, а также от момента инерции рукоятки.

Рассмотрены различные подходы к проблеме повышения отказоустойчивости бортовой системы управления космическим аппаратом на основе принципов аналитической избыточности, оптимизации и реконфигурации с применением вероятностных показателей качества и адаптивной логики в алгоритмах диагностики и контроля. Одной из проблем является синтез алгоритмов управления космическим аппаратом при неполной априорной и искаженной текущей информации, действии неконтролируемых и случайных факторов, сбоях и отказах аппаратуры, потере сигналов в информационном канале. Рассмотрены способы диагностики отказов, в частности, проблема исключения неисправностей датчиков и силовых приводов. Синтезирована структура бортовой системы и обоснованы алгоритмы управления, обеспечивающие робастную устойчивость и отказоустойчивость при наличии возмущающих факторов. Обсуждаются вопросы повышения отказоустойчивости бортовой системы управления космическим аппаратом на основе реконфигурации с применением адаптивной логики в алгоритмах диагностики и контроля. Описываются приборный состав и режимы работы системы управления ориентацией, особенности моделирования, указываются методы динамического исследования и компьютерной имитации, использованные в процессе проектирования. Предложены алгоритмы управления, диагностики и реконфигурации бортового комплекса для навигационных, связных, геодезических спутников, а также спутников дистанционного зондирования Земли в процессе продолжи- тельной эксплуатации (более 10 лет) в условиях космического полета. Система контроля должна решать две задачи: обнаружение и устранение неисправностей. Принятая математическая модель системы исследуется с применением аналитического резервирования. Формируются разностные сигналы, которые возникают при появлении неисправностей. На основе анализа разностных сигналов с помощью решающих правил устанавливается характер отказа и принимаются меры по его устранению. Адаптивный подход к разработке системы контроля и диагностики предусматривает реализацию гибкой логики работы системы управления, учитывающей фактическое состояние бортовой аппаратуры. Эффективность предложенных способов и алгоритмов подтверждена результатами математического моделирования для ряда конкретных технических систем. Даны рекомендации по их практическому применению.