Preview

Мехатроника, автоматизация, управление

Расширенный поиск
Доступ открыт Открытый доступ  Доступ закрыт Только для подписчиков
Том 19, № 11 (2018)
Скачать выпуск PDF

СИСТЕМНЫЙ АНАЛИЗ, УПРАВЛЕНИЕ И ОБРАБОТКА ИНФОРМАЦИИ

691-698 138
Аннотация

Рассматривается задача многокритериального синтеза робастного закона управления нелинейной механической системой, динамика которой описывается уравнениями Лагранжа второго рода. Подобные задачи имеют многочисленные практические приложения, например, при проектировании регуляторов роботехнических систем и гиростабилизированных платформ.

На практике при проектировании  регуляторов часто приходится использовать неточные математические модели объектов управления. Поэтому важным требованием к проектируемой системе является обеспечение ее робастности при неопределенности параметров самой системы и внешних возмущений. В современной теории робастного управления наиболее разработаны методы синтеза регуляторов для линейных систем. При использовании этих методов для нелинейных систем нелинейности обычно включают в описание неопределенностей объекта. В результате синтезированные регуляторы получаются слишком консервативными, особенно при значительных неопределенностях. Развитием теории линейных робастных систем является нелинейная теория H∞-оптимального управления, разработанная на базе теории дифференциальных игр. Методы нелинейной теории позволяют обеспечить робастную устойчивость синтезируемых систем управления. Однако для синтеза нелинейного H∞-управления необходимо решить дифференциальное уравнение в частных производных, что является достаточно трудной задачей. Кроме того, при использовании данного метода трудно обеспечить робастное качество процессов управления.

В статье для синтеза робастного закона управления использованы методы теории линейных систем, зависящих от параметров. Показано, что лагранжева система может быть адекватно представлена в виде квазилинейной параметрической модели. С вычислительной точки зрения процедура синтеза сводится к технике выпуклой оптимизации при ограничениях, выраженных в форме линейных матричных неравенств (ЛМН). Измеряемые параметры включаются в закон управления, что позволяет обеспечить непрерывную подстройку коэффициентов регулятора к текущей динамике объекта управления и лучшее качество процессов управления по сравнению с H∞-регулятором. Кроме того, использование аппарата ЛМН позволяет учесть при синтезе регулятора требования к качеству переходных процессов.

Так как квазилинейная параметрическая система непрерывно зависит от вектора параметров, то система ЛМН получается бесконечномерной. Эта бесконечномерная система уменьшается до конечного числа ЛМН с использованием политопного представления параметрической модели.

Приведен пример многокритериального синтеза робастного закона стабилизации и наведения линии визирования оптико-электронной системы, закрепленной на двухосной стабилизированной платформе. 

699-706 64
Аннотация

Исследуется влияние эффекта насыщения регулятора на расход энергии управления и робастные свойства систем, синтезированных без учета ограничения на управление при постановке задачи. В статье эта задача рассматривается применительно к K∞-робастным системам управления.

Показано, что в следящих робастных системах в начальный момент времени управление принимает чрезмерно большое значение, что обеспечивает робастность динамического (переходного) режима. Это связано с тем, что в начальный момент времени начальные условия имеют большое значение. Основной причиной ухудшения робастных свойств связано со стеснением управления именно в начальном интервале времени. Обеспечение же робастности статического режима не требует больших усилий управления.

Для предельных систем характерны следующие динамические процессы. В пределе, когда коэффициент усиления стремится к бесконечности, все траектории мгновенно попадают на предельную плоскость s = 0. Дальнейшее движение в положение равновесия происходит по этой плоскости. При достаточно большом конечном коэффициенте, а следовательно, ограниченном управлении, все траектории стремятся к предельной плоскости и через заданное время установления достигают ее малой окрестности, определяемой заданной точностью слежения. Дальнейшее движение в положение равновесия происходит в пределах этой окрестности. Стеснение управления может привести к нарушению заданных показателей и устойчивости системы. В статье предельная плоскость названа "разомкнутым аттрактором" с правым концом в устойчивом положении равновесия.

Впервые с помощью компьютерной графики в трехмерном пространстве показаны траектории различных режимов движения: быстрое и медленное движения; установившееся движение в пределах заданной точности. Предложен интегральный критерий оценки показателя робастности.

Достоверность теоретических рассуждений подтверждена путем решения модельной задачи в блочно-визуальной среде имитационного моделирования Simulink.

707-713 145
Аннотация

Рассматривается проблема разработки алгоритма функционирования адаптивного круиз-контроля, работающего в условиях, изменяющихся в широких пределах передаточного отношения трансмиссии и скорости движения грузового автомобиля. Функционирование классической системы круиз-контроля, как правило, основывается на использовании ПИД регулятора с постоянными коэффициентами. Однако несмотря на простоту настройки и физической реализации, а также относительно высокую робастность данный класс управляющих устройств может не обеспечивать оптимальное функционирование системы круиз-контроля во всех режимах движения в силу нестационарности и нелинейности объекта управления. Для преодоления указанных недостатков в рамках данного исследования рассматривается возможность нейросетевой реализации алгоритма адаптивного круиз-контроля грузового автомобиля.

Предложена математическая модель продольного движения грузового автомобиля, предназначенная для решения задачи анализа и синтеза системы управления. Проведена настройка коэффициентов ПИ регулятора для управления продольной скоростью при различных режимах движения грузового автомобиля. Показано, что коэффициенты регулятора изменяются по достаточно сложному закону. Предложен алгоритм функционирования адаптивного круизконтроля, основанный на аппроксимации законов изменения коэффициентов ПИ регулятора с помощью искусственной нейронной сети. Используемая сеть представляет собой многослойный персептрон и для обеспечения высокого качества аппроксимации содержит десять нейронов на скрытом слое. Обучение нейронной сети осуществлялось методом Левенберга—Марквардта на основе выборки общим объемом 500 точек, полученной c помощью стандартных методов синтеза регуляторов. Корректность полученных результатов была подтверждена результатами компьютерного моделирования разгона автомобиля от 0 до 100 км/ч, показывающими, что в процессе движения коэффициенты ПИ регулятора, обеспечивающие требуемое качество переходных процессов, значительно изменяются в зависимости от текущего состояния транспортного средства. Предложенный метод аппроксимации законов изменения коэффициентов ПИ регулятора может быть в дальнейшем использован для построения адаптивных систем управления, способных эффективно функционировать в различных режимах. 

РОБОТЫ, МЕХАТРОНИКА И РОБОТОТЕХНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ

714-724 165
Аннотация
This paper focuses on the real-time kinematics solution of an aerial manipulator mounted on an aerial vehicle, the vehicle’s motion isn’t considered in this study. Robot kinematics using Denavit-Hartenberg model  was presented. The fundamental scope of this paper is to obtain a global online solution of design configurations with a weighted specific objective function and imposed constraints are fulfilled. Acknowledging the forward kinematics equations of the manipulator; the trajectory planning issue is consequently assigned to on an optimization issue. Several types of computing methods are documented in the literature and are well-known for solving complicated nonlinear functions. Accordingly, this study suggests two kinds of artificial intelligent techniques which are regarded as search methods; they are differential evolution (DE) method and modified shuffled frog-leaping algorithm (MSFLA). These algorithms are constrained metaheuristic and population-based approaches. moreover, they are able to solve the inverse kinematics problem taking into account the mobile platform additionally avoiding singularities since it doesn’t demand the inversion of a Jacobian matrix. Simulation results are carried out for trajectory planning of 6 degree-of-freedom (DOF) kinematically aerial manipulator and confirmed the feasibility and effectiveness of the supposed methods.

ДИНАМИКА, БАЛЛИСТИКА И УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

725-733 68
Аннотация

Предложена задача создания системы автоматической посадки (САП) пассажирского самолета, инициируемой извне и исключающей возможность влияния экипажа на режим посадки, например, при изменении курса самолета и отсутствии связи с экипажем. В истории авиакатастроф имеется много случаев, которые можно было бы предотвратить, если бы на борту самолетов имелась САП, а технические средства аэропортов имели бы возможность инициировать эту систему и отключать экипаж от процесса управления. Одним из таких памятных примеров являются трагические события 11 сентября 2001 года в Нью-Йорке. Современный уровень техники позволяет решить задачу автоматической посадки самолета. Ярчайшим примером успешного решения этой задачи является посадка космического самолета (КС) "Буран" в автоматическом режиме 30 лет назад 15 ноября 1988 года.

Статья состоит из двух частей.

В первой части статьи рассмотрены условия успешного решения задачи автоматической посадки самолета. Кратко изложен перечень режимов полета самолета при автоматическом управлении посадкой. Для решения задачи автоматического управления самолетом в продольной плоскости на самом ответственном заключительном режиме посадки предложен энергосберегающий алгоритм управления, обеспечивающий управление в режиме отрицательной обратной связи. Приведено краткое описание энергосберегающего алгоритма управления. Алгоритм управления разработан применительно к пассажирскому самолету ТУ-154М. В состав вектора состояния системы включены шесть параметров: дальность, высота, угол тангажа и их первые производные по времени. При разработке алгоритма использованы следующие допущения: а) линейная модель зависимости аэродинамических характеристик самолета от угла атаки; б) линейная модель программного перевода тяги двигателей в режим малого газа на интервале 3 с от начала этапа выравнивания; в) использование углового ускорения самолета по каналу тангажа, возникающего при перекладке руля высоты, в качестве управляющего сигнала; г) частота работы алгоритма управления, равная 200 Гц.

Во второй части статьи на основе энергосберегающего алгоритма автоматического управления посадкой пассажирского самолета на заключительном участке посадки, разработанного в первой части, продолжены работы по анализу характеристик этого алгоритма. Разработана модельная программа управления посадкой применительно к самолету ТУ-154М. Проведено математическое моделирование этапов режима посадки самолета. При переходе от одного этапа к другому проводилась конкатенация (сшивка) параметров движения, в результате которой конечные параметры движения предыдущего этапа становились начальными параметрами движения последующего этапа. Исследовано влияние погрешностей в аэродинамических характеристиках на условия посадки. В результате моделирования выявлено, что если для определения этапов использовать направление изменения угла тангажа, то режим посадки в общем случае складывается не из двух, традиционно определяемых, а из трех этапов: увеличения угла тангажа (выравнивание), его уменьшения (выдерживание) и вновь увеличения угла (этап назван поддерживанием). Необходимость введения третьего этапа обусловлена наличием погрешностей в аэродинамических характеристиках самолета. В целом подтверждено, что энергосберегающий алгоритм управления обеспечивает успешное решение задачи автоматической посадки пассажирского самолета на заключительном этапе его полета. При этом установлено, что длительность режима посадки не превышает 5 с.

734-744 96
Аннотация

Для успешного осуществления запланированной миссии полета на Марс необходимо решение проблемы планирования пути движения марсохода по поверхности планеты с учетом особенностей рельефа местности.

Традиционные алгоритмы поиска пути, такие как A*, а также улучшенный алгоритм A* — D* и Field D*, которые успешно применялись на планетоходах в состоявшихся экспедициях на Луну и Марс, имеют проблему поиска кратчайшего оптимального пути.

В то же время такие улучшенные алгоритмы A*, как Basic Theta*, Lazy Theta* позволяют планировать движение в любом направлении и искать более короткие маршруты движения.

В данной статье на основе проведенного сравнительного анализа существующих алгоритмов A*, Basic Theta*, Lazy Theta* предложена новая модификация алгоритма планирования движения в любом направлении Lazy AT, позволяющая сократить время вычисления и получить более короткий путь от исходной до конечной точки маршрута.

На основе анализа поверхностных особенностей рельефа планеты можно судить о показателе опасности ее рельефа. Основной опасностью при движении по поверхности Марса для колесного марсохода являются наклоны и препятствия. Исходя из требований устойчивости положения марсохода при его движении и способности преодоления препятствий были выбраны следующие топографические коэффициенты для описания показателя опасности: угол наклона местности, шероховатость поверхности, размах рельефа.

В новой модификации алгоритма Lazy AT для получения безопасной траектории движения марсохода предлагается использовать индикатор опасности местности (индикатор риска), который учитывается в модификации алгоритма Risk Lazy AT.

Сравнительный анализ результатов моделирования алгоритмов Risk Lazy AT и Lazy Theta* показал, что предложенный новый алгоритм Risk Lazy AT может обеспечить безопасное движение подвижного объекта по поверхности планеты.

Основываясь на реальных данных о рельефе поверхности Марса, была разработана цифровая карта поверхности планеты и проведено моделирование пространственного маршрута движения марсохода с помощью нового алгоритма Risk Lazy AT. 

744-752 103
Аннотация

Показано, что известные ограничения на измерение воздушных параметров на борту вертолета обусловлены значительными аэродинамическими возмущениями, вносимыми индуктивными потоками вихревой колонны несущего винта. Это определяет необходимость создания средств измерений, учитывающих особенности аэродинамики и динамики полета вертолета.

Известным направлением преодоления этих ограничений является использование для измерения информации аэродинамического поля вихревой колонки несущего винта и ее восприятия с помощью неподвижного многофункционального аэрометрического приемника. Однако необходимость защиты большого числа трубок полного давления, установленных в проточном канале многофункционального аэрометрического приемника, и жесткие требования к идентичности и стабильности характеристик большого числа аэрометрических каналов усложняют конструкцию, снижают надежность, повышают стоимость, сдерживают использование системы измерения воздушных параметров на вертолетах различных классов и назначения.

Рассмотрены принципы построения, функциональная схема, особенности восприятия первичной информации системы измерения воздушных параметров вертолета с неподвижным приемником потока, ионно-меточными и аэрометрическими измерительными каналами. Приведены алгоритмы обработки первичной информации на различных этапах и режимах полета, в том числе: на стоянке до запуска силовой установки и при вращении несущего винта, при рулении и маневрировании по земной поверхности, на режимах взлета и посадки, при полетах на малых скоростях, а также на скоростях полета, когда неподвижный приемник первичной информации выходит из зоны вихревой колонны несущего винта, с использованием ионно-меточных и аэрометрических измерительных каналов.

Показано, что предложенные подходы к построению моделей и алгоритмов обработки первичной информации системы измерения воздушных параметров вертолета с ионно-меточными и аэрометрическими измерительными каналами позволяют определить скорость и направление ветра, а также высотно-скоростные параметры движения относительно окружающей среды и параметров атмосферы в широком диапазоне эксплуатации вертолета. Все это определяет конкурентные преимущества предлагаемой системы при решении задач эксплуатации и обеспечения безопасности полетов вертолетов различного класса и назначения.



ISSN 1684-6427 (Print)
ISSN 2619-1253 (Online)