CC BY
132
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Авиационные электросистемы и авионика
УДК 629.735
ВЫЧИСЛИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА СТЕНДА ИНТЕГРАЦИИ ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОГО ОБОРУДОВАНИЯ
А.Г. КУЗНЕЦОВ, И.Р. НЕВСКАЯ, И.Ю. КАСЬЯНОВ Статья представлена доктором технических наук, профессором Кузнецовым С.В.
Принципы построения и структура Вычислительной системы многофункционального стенда интеграции пилотажно-навигационного оборудования обеспечивают широкие возможности проведения исследований алгоритмического и программного обеспечения пилотажных и навигационных систем в режимах полунатурного моделирования, имитирующих виртуальные полеты самолета на всех этапах, от взлета до посадки.
Программное обеспечение Вычислительной системы стенда построено по принципу объединения традиционной для пилотажных задач полной пространственной модели динамики движения самолета с кинематическими уравнениями движения центра масс самолета в инерциальном пространстве, используемых в исследованиях навигационных систем самолетовождения. Программные модели информационно-измерительных систем позволяют проводить оценку точностных характеристик ПНО и реализовывать его исследования на отказобезопасность.
Ключевые слова: пилотажно-навигационное оборудование, полунатурное моделирование, вычислительная система самолетовождения
Многофункциональный исследовательский стенд интеграции пилотажно-навигационного оборудования (ПНО) предназначен для отработки алгоритмического, программного и аппаратного обеспечения систем, входящих в ПНО, а также сопровождения процессов сертификации этих систем.
Система автоматического управления (САУ), Вычислительная система самолетовождения (ВСС) и Комплексная система электронной индикации и сигнализации (КСЭИС) занимают особое место в общей структуре ПНО, поскольку их отработка на наземном стенде требует обеспечения режима полунатурного моделирования, описанного в предыдущей статье настоящего сборника. Именно индикаторы и пульты управления этих систем обеспечивают необходимый интерфейс для экипажа в замкнутом контуре управления эргатической системы «Экипаж -ПНО - самолет - воздушная среда - навигационная обстановка».
Замкнутый контур управления в режиме полунатурного моделирования стенда интеграции обеспечивается Вычислительной системой, представляющей собой программноаппаратный комплекс, состоящий из персональных компьютеров, промышленного компьютера и устройств сопряжения. Информационные потоки между устройствами сопряжения и бортовыми блоками систем САУ, ВСС и КСЭИС обеспечиваются с помощью технологических жгутов и коммутационной панели, воспроизводящих электрические и информационные связи в соответствии с Протоколами информационного взаимодействия бортового оборудования, входящего в ПНО. Структура Вычислительной системы стенда интеграции представлена на рис. 1.
На рисунке показано распределение функций между компьютерами и направление информационных потоков: прямых и обратных. Прямые потоки (двойные линии) - это имитируемые в виртуальном полете текущие данные от модели движения к моделям информационноизмерительных систем (датчиков) и далее к бортовым вычислителям. Обратные (одинарные линии) - управляющие сигналы от бортовых вычислителей к модели движения объекта и, в ряде случаев, к моделям датчиков.
Рис. 1. Структура Вычислительной системы стенда интеграции
Программно-математическое обеспечение стенда интеграции обеспечивает моделирование динамики движения и кинематики самолета на всех этапах полета: на взлете, наборе высоты, движения по схеме вылета, полете по воздушным трассам и вне их, выходе в зону аэродрома и движения по схеме прибытия, заходе на посадку и посадки по всем категориям ICAO, включая категорию III B.
Специализированное ПМО стенда интеграции обеспечивает также моделирование информационно-измерительных систем (датчиков) с учетом их динамических характеристик, ошибок измерений и кратности. Преобразование интерфейса PC «Модели датчиков» в сигналы по ARINC-429 для передачи имитируемых измеряемых параметров в бортовую аппаратуру и обратная передача выходных управляющих сигналов из бортовой аппаратуры в моделирующие программы осуществляется ПО и устройствами сопряжения, реализованными в промышленном PC, названном «Имитатор датчиков».
Модель динамики движения самолета стенда интеграции
К модели динамики движения самолета, реализуемой в ПО Вычислительной системы стенда интеграции, предъявляются высокие и противоречивые требования, обусловленные одновременным решением на стенде пилотажных и навигационных задач.
Традиционно для исследования и отработки на одной модели всех режимов САУ, начиная со стабилизации углов и высоты и заканчивая посадкой по I ^ III категориям ICAO, включая пробег, в ПО стенда реализована полная пространственная модель динамики движения самолета. Здесь основным требованием является точность воспроизведения аэродинамических характеристик самолета, высотно-скоростных и инерционных характеристик двигателя, учет изме-
няемой механизации крыла, выпуска и уборки шасси, влияния Земли на аэродинамические характеристики, учет взаимодействия шасси с поверхностью ВПП при пробеге и т.д. Необходимо высокое быстродействие моделирующей РС, т.к. шаг интегрирования составляет 0.01 секунды. Возмущения атмосферы моделируются в виде турбулентности и градиентного ветра при посадке.
Для навигационных исследований и отработки алгоритмического и программного обеспечения ВСС при воспроизведении процессов самолетовождения на стенде обеспечена возможность моделирования полетов по протяженным трассам во всех регионах Земного шара. Здесь реализован учет эллипсоидальности Земли и ее вращение. Одновременно учитывается процесс выгорания топлива, т.е. рассматривается объект с переменной массой, переменными моментами инерции и центровками. Для решения традиционного навигационного треугольника скоростей моделируются струйные течения. В отличие от пилотажных задач большой объем вычислений при решении навигационной задачи выделяется для моделирования разнообразных погрешностей имитируемых информационных систем. Таким образом, в навигационной части ПО стенда высокие требования к РС определяются необходимостью моделирования многочасовых полетов.
Итак, полная пространственная модель объекта «Самолет - воздушная среда» с переменной массой т = тпуст сам + штот + тгр в инерциальном пространстве для задач автоматизирован-
ного и автоматического пилотирования и самолетовождения описывается уравнением состояния
X = ^ (X йупр йВОЗМ А I), (1)
где вектор состояния содержит параметры
=11 О °у О $ у у Гк в ук н хшп Озз ттопл ||; (2)
вектор нестационарных параметров
ан рн 8 ^з|| ; (3)
(4)
I - текущее время.
Вектор состояния можно представить состоящим из подвекторов:
• пилотажных параметров $, у, у, сох, (Оу, а>2 - углов тангажа, крена, рыскания и их угловых скоростей;
• траекторных параметров Ук, в, У к, Н ХВПП 2ВПП - траекторную (кинематическую)
скорость движения центра масс самолета, угол наклона траектории, угол пути, высоту полета и координаты центра масс самолета в прямоугольной аэродромной системе координат;
• навигационных параметров О11 ... О33, ттопл - параметров уравнения Пуассона, опи-
сывающего производную вектора во вращающейся системе координат, и массы топлива.
Вектор нестационарных параметров включает аэродинамические характеристики самолета тх, ту, тг, сха, суа, са , высотно-скоростные характеристики двигателя ср, дтопл, параметры стандартной атмосферы ан, рн и зависящие от региона полета ускорение свободного падения ^, радиус Земли КЗ и тип земного эллипсоида.
Ветровые возмущения задаются в виде северной, восточной и вертикальной проекций скорости ветра йХЁ й7ё йуъ. При этом для решения пилотажных задач в эти проекции включаются составляющие, зависящие от турбулентности атмосферы, и на посадочных режимах
А(і )Т = т т т с с с ср а
У у х у г ха уа га Р Ч.топл
вектор ветровых возмущений
иТоэм = иХЁ иге и2В
изменяемого по высоте бокового и попутного или встречного ветра (градиентного ветра). Для навигационных задач в северную и восточную проекции ветра включаются составляющие, вычисляемые как функции величины и навигационного направления струйного ветра инав £Шав.
В вектор управления в наиболее простом случае входят вырабатываемые САУ сигналы управления в каналах руля высоты 8В , элеронов 8Э , руля направления 8Н, а также отклонения рукоятки управления двигателями 8РУД:
При наличии других управляющих воздействий вектор управления расширяется.
Итак, полная пространственная модель динамики движения самолета для совместного решения пилотажных и навигационных задач стенда интеграции описывается нелинейной нестационарной системой высокой размерности ( п = 22 ).
Далее общий порядок системы увеличивается до п = 28 ^30 дифференциальными уравнениями, описывающими динамические характеристики приводов, проводки управления и Автоматической системы штурвального управления АСШУ.
Кроме того, для замыкания контуров управления САУ (в каналах продольном, боковом и канале управления тягой) и ВСС (в горизонтальной и вертикальной плоскостях), и формирования измерений необходимо дополнить ее системой нелинейных алгебраических уравнений, вычисляющих дополнительные параметры. Обозначим их вектором:
где V — скорость самолета (истинная воздушная); М — число Маха; а, ¡5 — углы атаки и
скольжения; пху г — перегрузки в проекциях на связанные оси; аху 2 — абсолютные ускорения в проекциях на связанные оси; 012 3, О 2 3 — относительные и абсолютные угловые скорости в проекциях на оси математической платформы; V12, — проекции путевой скорости на оси
платформы и географические оси; Vy — вертикальная скорость; Ж, Рй —путевая скорость и путевой угол; ф, 1 — географические широта и долгота текущего местоположения самолета (ТКМС); е — азимутальный угол математической платформы. Размерность системы уравнений
Реализация решений дифференциального уравнения состояния (1) и системы нелинейных алгебраических уравнений (6) объединяет в одной Вычислительной системе традиционные подходы при моделировании пилотажных и навигационных задач.
В модели динамики движения самолета уравнения моментов решаются в проекциях на оси связанной системы координат, уравнения сил - в траекторной системе координат. Траек-торные скорости и координаты текущего местоположения центра масс самолета (ТКМС) вычисляются при решении кинематических уравнений в различных системах координат с учетом состояния атмосферы, в том числе в виде навигационных (струйных) ветров. При этом при полете по маршруту ТКМС вычисляется в сферической географической (геодезической) системе координат путем решения уравнения Пуассона (определения параметров О11 ... О33 ) с уче-
том формы и вращения земного геоида. При полетах в зонах аэродрома вылета и прибытия ТКМС дополнительно вычисляется в прямоугольной аэродромной системе координат.
Ориентация аэродромной системы координат (направление оси абсцисс) и привязка ее начала соответствует моделируемому аэродрому вылета или прибытия (координатам торца и курсу взлетно-посадочной полосы (ВПП), данные которого автоматически передаются из базы аэ-
(5)
Ф (Х) =|| V М а Ь Пх,у,г ах,у,г ^1,2,3 *4,2,3
V, V, Уы УЕ Гу Ж Ри ф 1 е II,
(6)
п = 26.
ронавигационных данных (БНД) из состава ВСС в модель динамики движения объекта. Начальные значения массы топлива на борту ттопл, груза тгр и, соответственно, начальная масса
самолета т определяются по данным, вводимым с пульта управления ВСС. Разумеется, в Вычислительной системе стенда предусматривается возможность начинать моделируемый полет с любых начальных условий (координат, высоты полета, веса и т.д.) по желанию оператора, производящего эксперименты или отладочные полеты.
Модели информационно-измерительных систем стенда интеграции
Математические выражения, составляющие основу модели датчика или информационноизмерительной системы, устанавливают функциональную зависимость его выходных данных от параметров имитируемого полета, формируемых в «Модели динамики движения самолета». Выходной интерфейс модели информационной системы идентичен выходному интерфейсу соответствующей реальной системы или датчика.
Реакция модели информационной системы на работу оператора с пультами ПНО соответствует реакции реальных измерительных систем на аналогичные команды, если такие связи предусмотрены в ПНО.
Как уже упоминалось, для оценки на стенде интеграции точности процессов самолетовождения к используемым моделям информационных систем предъявляются традиционные для навигационных стендов требования моделирования ошибок (погрешностей) измерителей. Кроме того, для исследований бортовых алгоритмов управления и навигации на стенде обеспечивается многоканальность информационных систем в полном соответствии с многоканально-стью бортовой аппаратуры.
Необходимость проведения на стенде исследований на отказобезопасность ПНО определяют наличие специального программного аппарата введения отказов по матрицам состояния измеряемых параметров, а также возможность моделирования динамического рассогласования измеряемых параметров для случаев резервированных каналов измерений.
В «Моделях информационных систем» реализуется уравнения наблюдения:
2 = ММС Х (к(Х, ХПУ , ХБНДХБД МД, ХВИЗ , ХМОУ ) + ^X (7)
где 2 — вектор измерения; X — вектор состояния; ХПУ — вектор команд пультов управления систем ВСС и КСЭИС; ХБНд — вектор параметров базы аэронавигационных данных ВСС; ХБд Мд — вектор параметров базы данных моделей информационных систем (моделей датчиков); ХВИэ — вектор параметров системы Визуализации; ХМОУ — вектор команд введения отказов с Модуля оперативного управления экспериментом; к — функция измерения; — вектор
ошибок измерения; М1мс = Рмс (Х, ХПУ, ХБНд ) —диагональные матрицы «Матриц состояния»
параметров і -ой информационной системы.
Введение параметров мс обеспечивает исследование работы бортовых программ как в режиме «функционирование нормальное», так и при отказах измерительных систем. Также обеспечивается имитация в моделях некоторых информационных систем зависимости достоверности измеряемого параметра от параметров вектора состояния, например при выходе самолета из зоны действия навигационных или посадочных радиомаяков.
Вектор выходных параметров (вектор измерения 2 ) является суммой наблюдаемых текущих параметров, а именно потоков данных информационных систем, входящих в состав конкретного ПНО.
Так стандартный для самолета ГА набор систем измерения пилотажно-навигационной информации включает: инерциальную систему ИНС, систему измерения высотно-скоростных
параметров СВС, радиовысотомер РВ, спутниковую систему СНС, радиотехнические системы навигации и посадки VOR, DME, ILS, систему измерения параметров работы силовой установки СУ, топливо-измерительную систему ТИС. Тогда вектор наблюдения:
7T = 11 7T 7T 7T 7T 7T 7T 7T 7T II (8)
^ || ИНС1,2,3 СВС1,2,3 РВ1,2,3 ^ СНС1,2 (VOR!DME)1,2 ^ ILS1,2 СУ 1,2 ^ТИС1,2 || •
Векторы ХПУ, ХБНД, ХБДМД могут видоизменяться в зависимости от состава и функциональных алгоритмов того или иного ПНО.
Вектор пультовых команд ВСС может содержать номера радиомаяков VOR, DME, на которые осуществляется настройка радиоприемников:
ХТПУ ВСС = II RM 1 RM 2 RM 3 ||. (9)
Вектор пультовых команд КСЭИС может содержать выставляемые значения давлений на уровне аэродрома и на уровне моря (так называемую барокоррекцию):
Хпу ксэис = || Ра Рм\\. (10)
Вектор данных БНД ВСС может содержать координаты аэродрома, курс и высоту порога ВПП, угол наклона глиссады (используемые в модели ILS), а также для моделей радиоприемников VOR!DME координаты радиомаяков VOR, DME, на которые осуществляется их настрой-
ка:
ХБНД = II Фа 1А ¥ВПП HПОР ВПП вГЛ fVOR j АVOR j fDME k ^DME k || . (11)
Вектор данных системы Визуализации ХВИЗ содержит параметр высоты рельефа, извле-
каемый из базы данных рельефа этой системы для формирования данных имитируемого радиовысотомера:
ХВИЗ = II HРЕЛЬЕФ 11 . (12)
Полный вектор ошибок измерений, применяемый при исследовании алгоритмов комплексной обработки информации из состава ВСС, включает полные вектора ошибок измерений каждой из информационно-измерительных систем ПНО:
D 7T = II D 7T D 7T D 7T
us. || ¿¿инС1,2,3 СВС1,2,3 РВ1,2,3
A 7T D 7T D 7T D 7T D 7T D 7T II (13)
^ ^ СНС 1,2 ^ VOR1,2 DME1,2 ^ ILS1,2 ^ ^СИ1,2 ^ ^ ТИС 1,2 || •
Общий вид ошибки j -го параметра i -й измерительной системы:
D7! инф.сист = Dz0 + dZj +Х , (14)
где постоянная составляющая ошибки измерения Dzjm = (jjm • %БШ , медленно меняющаяся составляющая dzjm = sjm ■ ХБШ , флюктуационная составляющая j j ' ХБШ .
Ошибки инерциальной системы сами по себе могут быть представлены в виде уравнения состояния ошибок измерения БИНС высокой размерности:
^БИНС = Fz (D7БИНС , Х, А, Az , *) . (15)
Моделям ошибок навигационных систем посвящено множество работ, и здесь они не рассматриваются. Достаточно сказать, что ПО Вычислительной системы стенда интеграции, реализованное на мощных РС, позволяет, наряду с полной моделью динамики движения самолета, воспроизвести модели измерительных систем совместно с моделями их погрешностей в полном объеме, в котором они используются для отработки алгоритмов фильтрации на этапах матема-
тического моделирования и на автономном навигационном стенде. Для отработки и исследования пилотажных задач программный блок «Модели информационно-измерительных систем» дополняется звеньями, учитывающими динамические характеристики датчиков (инерционность, нелинейность и т.д.), необходимых для оценки качества управления САУ, в том числе на режимах посадки по II и III категориям ICAO.
ЛИТЕРАТУРА
1. Кузнецов А.Г., Невская И.Р., Касьянов И.Ю. Задачи и структура многофункционального стенда интеграции пилотажно-навигационного оборудования. Статья в настоящем сборнике.
2. Борисов В.Г., Кербер О.Б., Начинкина Г.Н. и др. Разработка многофункционального компьютерного стенда для исследования, проектирования и испытаний систем автоматического управления полетом // Авиакосмическое приборостроение. - 2002. - № 5. - М.: Научтехлитиздат. - С. 46-55.
3. Невская И.Р. Алгоритмическое обеспечение имитатора траекторного движения самолета в электронном средстве обучения вычислительной системы самолетовождения // Научный Вестник МГТУ ГА серия Авионика и электротехника, № 71, 2003. - С. 90-96.
THE COMPUTING SYSTEM OF THE STAND OF INTEGRATION OF THE FLIGHT
AND NAVIGATION EQUIPMENT
Kuznetsov A.G., Nevskaya I.R., Kasyanov I.Y.
Computer system construction principles and structure of multifunctional bench designed for integration of flight-and-navigation equipment provide enhanced capabilities to study algorithmic and software of flight-and-navigation systems in all modes of half-scale simulation, imitating of virtual flight phases from take-off to landing.
Computer system software of the bench is create on the principle of integration of full space model of aircraft movement dynamics with kinematics equatations of aircraft mass center motion in inertial space traditional for flight missions, used in the FMS study. Program models of information sensors allow estimate precision performance of the flight-and-navigation system and implement its freedom from failure research.
Сведения об авторах
Кузнецов Алексей Григорьевич, 1955 г.р., окончил МАИ им. С. Орджоникидзе (1978), кандидат технических наук, генеральный директор ОАО «Московский институт электромеханики и автоматики», автор 15 научных работ, область научных интересов - безопасность полетов, авионика, системы автоматического управления полетом.
Невская Ирина Романовна, окончила МИЭМ (1969), кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник ОАО «Московский институт электромеханики и автоматики», автор 19 научных работ, область научных интересов - пилотажно-навигационное оборудование, стендовые комплексы полуна-турного моделирования ПНО.
Касьянов Иван Юрьевич, 1959 г.р., окончил ВЗЭИС (1983), заместитель главного конструктора ОАО «Московский институт электромеханики и автоматики», автор 4 научных работ, область научных интересов - системы автоматического управления полетом самолетов.
