Методика идентификации характеристик лёгкого самолёта для мониторинга природных и техногенных катастроф

  • Автор:
  • Специальность ВАК РФ: 05.07.09
  • Научная степень: Кандидатская
  • Год защиты: 2008
  • Место защиты: Москва
  • Количество страниц: 141 с. : ил.
  • бесплатно скачать автореферат
  • Стоимость: 250 руб.
Титульный лист Методика идентификации характеристик лёгкого самолёта для мониторинга природных и техногенных катастроф
Оглавление Методика идентификации характеристик лёгкого самолёта для мониторинга природных и техногенных катастроф
Содержание Методика идентификации характеристик лёгкого самолёта для мониторинга природных и техногенных катастроф
Глава 1. Разработка и анализ обобщенных математических моделей движения самолета в возмущенной атмосфере
1.1. Уравнения движения легкого самолета
1.1.1. Уравнения движения центра масс
1.1.2. Уравнения движения легкого самолета вокруг центра масс
1.2. Линеаризация уравнений движения
1.2.1. Общая система уравнений движения центра масс самолета
1.2.2. Линеаризация уравнения движения
1.3. Математические модели атмосферных возмущений
1.3.1. Канонические разложения вариаций плотности и ветра
1.3.2. Построение формирующих фильтров атмосферных возмущений
1.3.3. Учет ветровых возмущений при испытаниях легкого самолета
1.4. Выводы по главе
Глава 2. Определение характеристик легкого самолета па основе результатов летных
испытаний
2.1. Основные методы обработки информации
2.1.1. Фильтр Калмана и проблема расходимости процесса фильтрации
2.1.2. Тактика обработки информации
2.2. Предварительное определение характеристик легкого самолета на основе анализа переходных процессов
2.2.1. Математическая модель движения самолета для решения задач идентификации
2.2.2. Предварительное определение коэффициентов аэродинамических

моментов статической устойчивости и демпфирования т“, т"‘‘ на основе анализа переходных процессов
2.2.3. Предварительное определение коэффициентов АСх0, АС“
2.2.4. Итоговое уточнение оценок на основе фильтра Калмана
2.3. Выводы по главе II
Глава 3. Формирование заданных режимов полета легкого самолета при летных испытаниях
3.1. Проблема реализации режимов и маршрута полета самолета при
летных
испытаниях
3.2. Решение задачи оптимизации управления на основе принципа минимума
Понтрягина
3.3. Прямое решение задачи оптимизации управления (безитерационный алгоритм управления)
3.4. Результаты моделирования безитерационного алгоритма управления
3.5. Решение краевой задачи для канонической системы уравнений характеристик
3.6. Сравнительный анализ алгоритмов управления
3.7. Техническая реализация алгоритма оптимального управления
3.8. Выводы по главе III
Заключение
Литература
Приложение

Актуальность темы диссертации
В настоящее время большое внимание уделяется созданию легких самолетов, предназначенных для решения различных задач мониторинга природных и техногенных катастроф. С помощью легких самолетов может быть получена информация о чрезвычайных ситуациях [19]:
- информация о лесных пожарах.
- поиск заблудившихся в лесу (джунглях), на море и при наводнениях.
- обнаружение и исследование объектов с вредными выбросами.
- наблюдение и поддержка при спасательных работах.
Важным этапом создания такого самолета являются его летные испытания с последующим анализом их результатов, одной из задач которых является уточнение аэродинамических характеристик самолета. В задачи анализа входит оценка адекватности расчетных математических моделей и реализуемых алгоритмов реальным условиям и предполагает детальное исследование характеристик самолета с учетом особенностей его полета в возмущенной атмосфере.
Вопросам отработки самолетов и их систем управления в процессе летных испытаний посвящено большое количество работ, частности [8], [17], [36], [43]. Однако, в большинстве из них в качестве объекта экспериментальных исследований рассматриваются пилотируемые самолеты различного назначения. Проблемы летной отработки малых беспилотных самолетов в литературе освещены менее значительно [38].
Необходимо также отметить, что в современных условиях благодаря высокому уровню развития радиоэлектроники, измерительной и вычислительной техники летные испытания легких самолетов могут быть организованы с минимальными материальными и временными затратами. При этом фактически оказывается возможным отказаться от проведения дорогостоящих полунатурных экспериментов в аэродинамических трубах и на стендах.

через формирующий фильтр, частотная передаточная функция которого определяется выражением
Ф(Ю)=5,(0) (1-63)
Если белый шум имеет единичную интенсивность, то спектральная
плотность белого шума равна —. В этом случае спектральная плотность

выходного сигнала отличается от равенства (1.63) множителем —, т. е.

= |фИ2 (1-64)

5, (а)=— я, (оЩп)=
’ 2л а ’ ху ’ 2л с(;п) я(-/а)
где я(ю) и я(ю) - полиномы относительно £2, в которых все нуди
располагаются в верхней полуплоскости симметрично по отношению к
мнимой полуоси. Кроме того, нули каждого из полиномов Я(/о) И я(('£2)
попарно сопряженные комплексные числа, расположенные в левой
полуплоскости переменной /О. Следовательно, все коэффициенты
полиномов я(г'П) и р(ю) положительны, частотная передаточная функция
формирующего фильтра равна
о-«)
а стационарная случайная функция <р4{и) связана с белым шумом о линейным дифференциальным уравнением
= Н{?)и (1.66)
В равенстве (1.66) Я(.у) и Я (у) - полиномы относительно оператора
дифференцирования у = — с постоянными коэффициентами

С(у)=а„С +а„.1х” 1 +...+а,я + а0, Н(я) = Ьтзп’ +Ьт_т 1 + ...+6,5 + а0
(1.67)

Рекомендуемые диссертации данного раздела