Добавил:

Upload Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.

Вуз:

МИРЭА - Российский технологический университет

Предмет:

[НЕСОРТИРОВАННОЕ]

Файл:

МИРЭА / EXAMPLES / Описание лабораторных работ.doc

Скачиваний:

428

Добавлен:

10.05.2015

Размер:

14.45 Mб

Скачать

☆

<<< < Предыдущая 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 1819 / 3019 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 > Следующая >>>

Н Рис. 7.1а рис. 7.1 представлена обобщенная структурная схема пк «aam Fly Simulator version 1.0», описывающая процесс работы и основные элементы программы.

В файле начальных условий (файл проекта), представляющий собой текстовый ASCII файл в формате Windows-“ini” файла (т.е. файла, каждая строка которого формируется по принципу: «параметр=значение»), содержит все необходимые значения коэффициентов моделей движения ЛА и цели, алгоритмов работы контуров стабилизации и наведения, переключателей режимов полета ЛА, маневров цели, имена файлов с аэродинамическими коэффициентами и т.п.

Блок задания начальных условий позволяет выбрать и, по необходимости, отредактировать файл проекта и передать считанные значения блоку инициализации.

Блок инициализации предназначен для рестарта процесса моделирования. На этом этапе, в соответствии с заданными начальными условиями процесса моделирования, инициализируются все внутренние объекты программы и комплекс переводится в режим ожидания старта моделирования.

Вычислительный блок реализует процесс интегрирования системы дифференциальных уравнений движения ЛА и цели, а также уравнений, описывающих динамику контуров стабилизации и наведения в соответствии с моделями и алгоритмами, детально описанных в / /.

Блок визуализации позволяет графически представлять процесс моделирования полета ЛА в соответствующих окнах программы, а кроме того, сохранять полученные результаты в текстовом ASCII файле.

Блок сервисных функций предназначен для вызова необходимых внешних утилит и приложений. В настоящий момент в рамках данного блока реализовано приложение «Table Approximator», позволяющее аппроксимировать табличные данные, представленные в виде ASCII файла полиномами Чебышева, с целью последующего использования в ПМО. Необходимо отметить, что такой способ представления табличных данных позволяет существенно повысить вычислительную эффективность ПМО, а также «сгладить» экспериментальные зависимости, описывающие эволюцию того или иного параметра или коэффициента. В рамках данного комплекса все аэродинамические коэффициенты, а также профиль атмосферы Земли в диапазоне от 0 до 150 км. представлены в виде коэффициентов полиномов Чебышева.

Руководство пользователя (описание интерфейса)

Для старта программного комплекса пользователь должен вызвать через Microsoft Explorer или иным способом запустить исполняемый файл "aams.exe", находящийся в корневой директории проекта (например: "c:\aams\aams.exe").

После запуска данного файла на рабочем столе пользователя отображается главное окно программы, показанное на рис. 7.2. Непосредственно после старта пользователю доступны пункты меню "Project", "Tools" и "Help". Меню "Project" предназначено для работы с файлом проекта. Изначально в данном меню пользователь имеет альтернативу: либо выбрать файл проекта из имеющихся (пункт "Select Proejct"), либо закончить работу программы (пункт "Exit"). В первом случае открывается стандартное диалоговое окно Windows, предлагающее выбрать имя файла проекта (рис. 7.3). Необходимо заметить, что вид данного диалогового окна зависит от версии Windows и национального языка версии. В качестве базового директория для файла проекта по умолчанию предлагается корневой директорий проекта ("c:\aams\"). Здесь содержится базовый файл проекта ("test.prj")

Рис. 7.2

Рис. 7.3

осле выбора файла проекта становятся доступными опции "Save Project", "View/Edit Project" и "Attach Project".

При выборе опции "Save Project" пользователь имеет возможность сохранить файл проекта под другим именем с целью внесения необходимых изменений в соответствии с вариантами моделирования. В этом случае открывается стандартное диалоговое окно Windows, предлагающее задать новое имя файла проекта (рис. 7.4). Необходимо заметить, что вид данного диалогового окна зависит от версии Windows и национального языка версии. В качестве базового директория для файла проекта по умолчанию предлагается корневой директорий проекта ("c:\aams\").

Опция "View/Edit Project" предназначена для просмотра и редактирования файла проекта, представляющего собой текстовый ASCII файл в формате Windows-“ini” файла (т.е. файла, каждая строка которого формируется по принципу: «параметр=значение») и содержащий все необходимые значения коэффициентов моделей движения ЛА и цели, алгоритмов работы контуров стабилизации и наведения, переключателей режимов полета ЛА, маневров цели, имена файлов с аэродинамическими коэффициентами и т.п. При активизации этой опции открывается диалоговое окно, представленное на рис. 7.5.

В данном окне пользователь должен установить требуемые значения констант и параметров, соответствующих режиму моделирования. Необходимо отметить, что в случае изменения идентификаторов параметров будут использованы значения по умолчанию.

Рис. 7.4

Рис. 7.5

иже, в таблице 1 приведена расшифровка идентификаторов и единицы измерения параметров в файле проекта.

Таблица 1

Идентификатор параметра	Расшифровка	Ед. изм.	Значение по умолчанию
Секция "IC"
IniAlt	Начальная высота ЛА и цели	м.	1000
IniY	Начальная координата Y ЛА	м.	0
IniZ	Начальная координата Z ЛА	м.	0
IniVx	Начальная скорость Vx ЛА	м/c.	300
IniVy	Начальная скорость Vy ЛА	м/c.	0
IniVz	Начальная скорость Vz ЛА	м/c.	0
Iniwx	Начальная угловая скорость wx ЛА	/с.	0
Iniwy	Начальная угловая скорость wy ЛА	/с.	0
Iniwz	Начальная угловая скорость wz ЛА	/с.	0
IniPitch	Начальный угол тангажа ЛА	град.	0
IniYaw	Начальный угол рысканья ЛА	град.	0
IniRoll	Начальный угол крена ЛА	град.	-45
AeroDY	Угол отклонения аэродинамических рулей в канале Y (действует только в режиме неуправляемого движения)	град.	0
AeroDZ	Угол отклонения аэродинамических рулей в канале Z (действует только в режиме неуправляемого движения)	град.	0
AeroE	Угол отклонения элеронов (действует только в режиме неуправляемого движения)	град.	0
TDY	Угол отклонения газодинамических рулей в канале Y (действует только в режиме неуправляемого движения)	град.	0
TDZ	Угол отклонения газодинамических рулей в канале Z (действует только в режиме неуправляемого движения)	град.	0

Идентификатор параметра	Расшифровка	Ед. изм.	Значение по умолчанию
GuidNY	Требуемая перегрузка в канале Y (действует только в режиме проверки контура стабилизации)		0
GuidNZ	Требуемая перегрузка в канале Z (действует только в режиме проверки контура стабилизации)		0
MotionMode	Режим полета ЛА: 0 - неуправляемое движение; 1 - проверка контура стабилизации; 2 - проверка контура наведения.		0
Секция "СontrolSystem"
TAVS	Постоянная времени датчика угловой скорости	с.	0.02
KsiAVS	Коэффициент демпфирования датчика угловой скорости		0.3
MaxAVS	Максимальное значение измерения угловой скорости	/с.	400
TAcc	Постоянная времени датчика линейных ускорений	с.	0.0012
KsiAcc	Коэффициент демпфирования датчика линейных ускорений		0.8
MaxAcc	Максимальное значение измерения линейных ускорений		50
TAAS	Постоянная времени датчика угла атаки (неизменяемая часть)	с.	3.13
KsiAAS	Коэффициент демпфирования датчика угла атаки (неизменяемая часть)		0.5
MaxAAS	Максимальное значение измерения угла атаки	град.	60
T3	Постоянная времени T₃(формирование значенияв продольных каналах)	с.	0.003
T7	Постоянная времени T₇(формирование значенияв продольных каналах в фильтре Ф₂)	с.	0.2
T25	Постоянная времени T₂₅(апериодическое звено в фильтре Ф₂)	с.	0.003
Kwa	Коэффициент в фильтре Ф₂		0.15

Идентификатор параметра	Расшифровка	Ед. изм.	Значение по умолчанию
Kdwa	Коэффициент в фильтре Ф₂		0.07
Aref	Значение максимального угла атаки в фильтре Ф₂	град.	28
T9	Постоянная времени T₉(формирование значенияв продольных каналах в фильтре Ф₂)	с.	0.0225
T10	Постоянная времени T₁₀(формирование значенияв продольных каналах в фильтре Ф₂)	с.	0.0025
Kalpha	Коэффициент усиления кругового ограничения по углу атаки в фильтре Ф₂		0.15
MaxNCom	Максимальное значение командной перегрузки в фильтре Ф₂		60
T21	Постоянная времени T₂₁(формирование значенияв продольных каналах в фильтре Ф₁)	с.	0.2
T24	Постоянная времени T₂₄(формирование значенияв продольных каналах в фильтре Ф₁)	с.	0.004
T6	Постоянная времени T₆(формирование значенияв продольных каналах в фильтре Ф₁)	с.	0.0025
Kn	Коэффициент усиления по перегрузке при расчете функции Q в фильтре Ф₁		8
KnS	Коэффициент усиления по производной перегрузки при расчете функции в фильтре Ф₁		0.0165
Kw	Коэффициент усиления по угловой скорости при расчете функции Q в фильтре Ф₁		0.45
KwS	Коэффициент усиления по угловой скорости при расчете функции в фильтре Ф₁		0.04
Kdw	Коэффициент усиления по производной угловой скорости при расчете функции Q в фильтре Ф₁		0.0125
Идентификатор параметра	Расшифровка	Ед. изм.	Значение по умолчанию
KdwS	Коэффициент усиления по производной угловой скорости при расчете функции в фильтре Ф₁		0.0045
Kcp	Коэффициент усиления рулевого привода в продольных каналах		44
T32p	Постоянная времени рулевого привода в продольных каналах	с.	0.0025
Dmaxp	Максимальный угол отклонения аэродинамических рулей	град.	20
dDmaxp	Максимальная угловая скорость отклонения аэродинамических рулей	/с.	500
Kcr	Коэффициент усиления рулевого привода в канале крена		37
T32r	Постоянная времени рулевого привода в канале крена	с.	0.0019
Dmaxr	Максимальный угол отклонения элеронов	град.	20
dDmaxr	Максимальная угловая скорость отклонения элеронов	/с.	580
Kwx	Коэффициент усиления корректирующего звена в канале крена		0.15
T50	Постоянная времени T₅₀корректирующего звена в канале крена	с.	0.03
T51	Постоянная времени T₅₁корректирующего звена в канале крена	с.	0.0015
T40	Постоянная времени T₄₀корректирующего звена в канале крена	с.	0.04
T41	Постоянная времени T₄₁корректирующего звена в канале крена	с.	0.1
Секция "Guidance"
MaxGuidW	Максимальное значение угловой скорости линии визирования	/с.	60
TNav	Постоянная времени T_navпеленгатора	с.	0.01
Идентификатор параметра	Расшифровка	Ед. изм.	Значение по умолчанию
DistMode	Режим возмущений: 0: без учета шумов пеленгатора; 1: с учетом шумов пеленгатора		0
OmegaRMS	СКО случайной аддитивной ошибки пеленгатора	/с.	0.2
KFi	Граница равномерного распределения случайной систематической ошибки пеленгатора	град.	0.01
KcRMS	СКО случайной систематической ошибки пеленгатора	/с.	0.05
Kg0RMS	СКО случайной систематической ошибки головки ("не-ноль головки")	/с.	0.2
Секция "Integration"
WLoc	Весовой коэффициент уравнений движения по положению		1
WVel	Весовой коэффициент уравнений движения по скорости		10
WOmega	Весовой коэффициент уравнений движения по угловой скорости		100
Wquat	Весовой коэффициент уравнений движения по компонентам кватерниона		10
WCS	Весовой коэффициент уравнений контура стабилизации и наведения		1000
T0	Начало интервала интегрирования	с.	0
Tk	Конец интервала интегрирования	с.	10
Tolerance	Локальная погрешность интегрирования		1e-5
H	Шаг интегрирования	с.	0.0005
NOutStep	Кол-во шагов интегрирования, через которое осуществляется вывод результатов		10
OutPutMode	Режим вывода результатов: 0: вывод результатов не производится; 1: вывод на каждом шаге интегрирования; 2: вывод через заданное кол-во шагов.		1
Идентификатор параметра	Расшифровка	Ед. изм.	Значение по умолчанию
OutPut-Destination	Режим установки устройства вывода: 0: только на экран; 1: на экран и в файл.		0
Секция "ResultsFile"
Name	Имя файла результатов		Result.dat
Секция "MassInertia"
LMissile	Длина ЛА	м.	2.9
LWing	Размах крыльев ЛА	м.	0.5
Ba	Длина САХ ЛА	м.	0.69
Middle	Площадь миделя	м².	0.0228
SWing	Площадь крыльев ЛА	м².	0.233
M0	Начальная масса ЛА	кг.	110
ME	Масса ЛА в конце активного участка	кг.	70
Jx0	Начальный момент инерции ЛА относительно оси X BF		0.53
JxE	Mомент инерции ЛА относительно оси X BF в конце активного участка		0.42
Jz0	Начальный момент инерции ЛА относительно оси Y и Z BF		57
JzE	Mомент инерции ЛА относительно оси Y и Z BF в конце активного участка		50
XT0	Начальное положение ц.м. ЛА	м.	0.59
XTE	Положение ц.м. ЛА в конце активного участка	м.	0.78
Ta	Время выключения ДУ	с.	4.5
Секция "Thrust"
P0	Начальное значение тяги ДУ	Н	20000
Ta	Момент времени спада тяги ДУ	с.	3.5
Tк	Момент времени отсечки тяги ДУ	с.	4.5
LGF	Плечо газовой силы в начальный момент времени	м.	1.25
Kp	Коэффициент потери тяги		0.1
KDeltaG	Коэффициент учета влияния газодинамических рулей		0.15
DeltaGMax	Максимальный угол отклонения газодинамических рулей	град.	20
Идентификатор параметра	Расшифровка	Ед. изм.	Значение по умолчанию
Секция "Aero"
AtmoFileName	Имя файла, содержащего коэффициенты Чебышевского разложения для стандартной атмосферы		"atmo.cfs"
DeltaEMax	Максимальный угол отклонения элеронов	град.	20
XTIni	Начальная центровка ЛА		0.53
Кad	Коэффициент учета взаимного влияния угла отклонения рулей и угла атаки на силу сопротивления		0.00003
Cx0FileName	Имя файла, содержащего коэффициенты Чебышевского разложения для Cx₀(коэф. лобового сопротивления)		"cx0.cfs"
CxdFileName	Имя файла, содержащего коэффициенты Чебышевского разложения для Cx_d(коэф. донного сопротивления)		"cxd.cfs"
"cxind.cfs"	Имя файла, содержащего коэффициенты Чебышевского разложения для Cx_ind(коэф. индуктивного сопротивления)
CуFileName	Имя файла, содержащего коэффициенты Чебышевского разложения для Cу (коэф. подъемной силы)		"cy.cfs"
M4ElFileName	Имя файла, содержащего коэффициенты Чебышевского разложения для (коэф. момента элеронов)		"m4el.cfs"
MxaFileName	Имя файла, содержащего коэффициенты Чебышевского разложения для		"mxa.cfs"
MxadeltaFileName	Имя файла, содержащего коэффициенты Чебышевского разложения для		"mxadelta.cfs"
MxOmxFileName	Файл, содержащий коэффициенты Чебышевского разложения(демпфирующий момент крена)		"mxomx.cfs"

Идентификатор параметра	Расшифровка	Ед. изм.	Значение по умолчанию
MzOmzFileName	Имя файла, содержащего коэффициенты Чебышевского разложения для (демпфирующий продольный момент)		"mzomz.cfs"
K0FileName	Имя файла, содержащего коэффициенты Чебышевского разложения для коэффициента учета влияния угла атаки на силу сопротивления		"k0.cfs"
KdFileName	Имя файла, содержащего коэффициенты Чебышевского разложения для коэффициента учета влияния углов отклонения рулей на силу сопротивления		"kd.cfs"
KdeFileName	Имя файла, содержащего коэффициенты Чебышевского разложения для коэффициента учета влияния углов отклонения элеронов на силу сопротивления		"kde.cfs"
MzaFileName	Имя файла, содержащего коэффициенты Чебышевского разложения для для		"mza.cfs"
Mzdp20FileName	Имя файла, содержащего коэффициенты Чебышевского разложения для для		"mzd_20.cfs"
Mzdm20FileName	Имя файла, содержащего коэффициенты Чебышевского разложения для для		"mzd-20.cfs"
Секция "Gravi"
G0	Значение ускорения свободного падения на поверхности Земли	м/с²	9.81
Секция "Target"
Range	Дальность до цели в начальный момент времени	м.	5000
Azimuth	Начальный азимут (пеленг в горизонте) цели	град.	0
Delta	Начальная элевация (пеленг в вертикали) цели	град.	0
Идентификатор параметра	Расшифровка	Ед. изм.	Значение по умолчанию
VT	Модуль скорости цели в начальный момент времени	м/с	300
Theta	Угол наклона вектора скорости цели к горизонту в начальный момент времени	град.	0
Fi	Ракурс цели в начальный момент времени	град.	0
Nx	Значение продольной перегрузки цели		0
Ny	Значение перегрузки вдоль оси Y цели		0
Nz	Значение перегрузки вдоль оси Z цели		0
TBM	Момент времени начала маневра цели	с.	0
TEM	Момент времени окончания маневра цели	с.	20
Omega	Угловая скорость вращения вектора перегрузки цели	рад/с	3
MotionMode	Вид маневра цели		0

Таким образом, отредактировав требуемые значения параметров, пользователь сохраняет файл проекта и вызывает опцию "Attach Project". При этом, в соответствии с файлом проекта инициализируются все внутренние объекты программы и ПК переходит в режим ожидания моделирования. При этом активизируется меню "Simulation" и кнопки управления процессом моделирования, расположенные в правом нижнем углу панели управления программы. При активизации опции "Start" меню "Simulation" или нажатии на кнопку "Start" стартует процесс моделирования. При этом изменяется значение текущего времени (левый нижний угол панели управления программы) и на странице "Numerical Values" (см. рис. 7.6) изменяются значения вектора состояния и основных параметров движения, системы стабилизации и наведения. В этом окне выводимая информация объединена по следующим группам:

"CenterofMassMotion" – отображаются числовые значения компонент векторов положения и скорости ЛА и цели вIFи эволюцию компонент вектора перегрузки в продольных каналах в BF:

X,Y,Z,X_trg,Y_trg,Z_trg- компоненты векторов положения ЛА и цели вIF(м.);
V_X,V_Y,V_Z,V_Xtrg,V_Ytrg,V_Ztrg- компоненты векторов скорости ЛА и цели вIF(м/с.).

"Angularmotion" - отображаются числовые значения углов Эйлера (,,), соответствующих угловых скоростей (,,) и компонент векторов угловой скорости ЛА (_x,_y,_z) в BF.
"Aerodynamics" отображаются числовые значения углов атаки ЛА (пространственногои в продольных каналах -), а также пространственного угла крена (FiS), числа Маха (Mach) и скоростного напора (q).
"Measurement’s" - отображаются числовые значения измерений, осуществляемых датчиками угловых скоростей (_x,_y,_z), датчиками угла атаки () и акселерометрами (N_x,N_y).
"ControlSystem" - отображаются числовые значения основных параметров контура стабилизации: компонент вектора командной перегрузки в продольных каналах (Ncom_y,Ncom_z), углов отклонения элеронов (ADEler), аэродинамических (ADy,ADz) и газодинамических рулей (TDy,TDz) в продольных каналах.
"GuidanceSystem" - отображаются числовые значения основных параметров контура наведения: компонент вектора перегрузки наведения (выходной сигнал контура) в продольных каналах (Nguid_y,Nguid_z), относительную дальность (DRel) и скорости (VRel) ЛА-цель, компоненты вектора угловой скорости линии визирования цели в продольных каналах в антенной СК (Omy,Omz), текущее значение промаха (Curh) и время, оставшееся до выполнения целевой задачи (TStop), а также углы пеленга цели вIF(FiY,FiZ).

При активизации опции "Pause" меню "Simulation" или нажатии на кнопку "Pause" процесс моделирования приостанавливается и пользователь, переключаясь между страницами главного окна программы, может просмотреть графические зависимости, иллюстрирующие эволюцию основных параметров моделирования. В принципе, находясь на открытом графической странице, можно продолжать моделирование нажав на кнопку "Start", однако это вызовет замедление счета, и лучше перед продолжением моделирования, переключится на страницу "Numerical Values". По завершении процесса моделирования в строке статуса появляется соответствующее сообщение: "Project completed… Target Destroy." - в случае успешного выполнения целевой задачи, или, "Project completed… Guidance failed…" - при срыве процесса наведения. После этого пользователь может повторить расчет, изменив исходные данные в файле проекта. Среди информации, представленной графическими зависимостями отметим следующее:

Страница "CenterofMassMotion" (рис. 7.7) представляет эволюцию компонент векторов положения и скорости ЛА вIFи эволюцию компонент вектора перегрузки в продольных каналах в BF.
Страница "Angularmotion" (рис. 7.8) представляет эволюцию углов Эйлера (,,), соответствующих угловых скоростей () и компонент векторов угловой скорости ЛА в BF.
Страница "Aerodynamics" (рис. 7.9) представляет эволюцию углов атаки ЛА (пространственногои в продольных каналах -).
Страница "Measurement’s" (рис. 7.10) представляет эволюцию измерений, осуществляемых датчиками угловых скоростей (_x,_y,_z), датчиками угла атаки () и акселерометрами (N_x,N_y).
Страница "ControlSystem" (рис. 7.11) представляет эволюцию основных параметров контура стабилизации: командную перегрузку в продольных каналах, углы отклонения элеронов, аэродинамических и газодинамических рулей в продольных каналах.
Страница "ТаrgetMotion" (рис. 7.12) представляет эволюцию компонент векторов положения и скорости цели вIF.
Страница "GuidanceSystem" (рис. 7.13) представляет эволюцию основных параметров контура наведения: перегрузку наведения (выходной сигнал контура), компоненты вектора угловой скорости линии визирования цели в продольных каналах в антенной СК, относительную дальность ЛА-цель и текущее значение промаха.
Страница "Disturbances" (рис. 7.14) представляет эволюцию случайного процесса (шум пеленгатора).

Необходимо отметить, что при установке в файле проекта параметра OutPutDestination= 1, одновременно с выводом результатов моделирования на экран осуществляется запись в файл, представляющий собой обычный текстовыйASCIIфайл, где содержатся значения вышеперечисленных результатов моделирования на соответствующий момент времени, разделенные пробелом. Это позволяет использовать данную информацию для построения графиков стандартными коммерческими пакетами типаMicrosoftExcel,Grapher,CorelChartи т.п.

Рис. 7.6

Рис. 7.7

Рис. 7.8

Рис. 7.9

Рис. 7.10

Рис. 7.11

Рис. 7.12

Рис. 7.13

Рис. 7.14

ПОРЯДОК ПРЕДСТАВЛЕНИЯ ОТЧЕТА.

Формирование вариантов заданий осуществляется пользователем с использованием возможностей настройки условий моделирования, предлагаемых программным комплексом.

Пользователь должен вызвать через Microsoft Explorer или иным способом запустить исполняемый файл "aams.exe", находящийся в корневой директории проекта (например: "c:\aams\aams.exe"). После этого пользователь с использованием опции "SelectProject" меню "Project" выбирает один из существующих файлов проекта. В корневой директории проекта (например: "c:\aams\") всегда находится базовый файл проекта "test.prj". Его можно использовать для сохранения и(или) модификации в соответствии с требованиями варианта моделирования. Для сохранения файла проекта под другим именем пользователь должен выбрать опцию "SaveProject" меню "Project" и в диалоговом окне сохранения файла выбрать необходимый директорий и задать новое имя файла. Начиная с этого момента файл считается выбранным, о чем символизирует надпись "ProjectFile: «имя файла проекта»" в левом нижнем углу строки состояния. Статус моделирования - "Projectnotattached". Для редактирования и(или) просмотра выбранного файла проекта необходимо воспользоваться опцией "View/EditProject" меню "Project". При этом открывается диалоговое окно, позволяющее просматривать и редактировать файл проекта. Необходимо отметить, что большинство параметров, содержащихся в файле, не требуют корректировки. Так например, не стоит изменять имена файлов с аэродинамическими коэффициентами. Вообще говоря, по умолчанию настройки файла таковы, что для отработки конкретного варианта моделирования требуется изменить лишь начальную высоту и скорость ЛА (секция "IC") и параметры движения цели (секция "Target"). Так например, для отработки тестового режима (см. Таблица 1) пользователь должен изменить следующее:

[IC]

IniAlt = 5000

…

IniVx = 250

IniVy = 0

IniVz = 0

….

MotionMode = 2

…

[Target]

Range = 2000

Azimuth = -40

Delta = 0

VT = 250

Theta = 0

Fi = 180

Nx = 0

Ny = 0

Nz = 7.5

TBM = 0

TEM = 20

Omega = 3

MotionMode = 1

Необходимо отметить, что в секции "Integration") особенно внимательно стоит относится к параметруOutPutModeиOutPutDestination. После завершения редактирования или просмотра файла проекта, пользователь должен нажать клавишуOk. В случае наличия изменений в файле пользователя просят подтвердить внесение изменений. Затем пользователь должен подсоединить выбранный файл проекта, активизировав опцию "AttachProject" меню "Project". При этом, в соответствии с файлом проекта инициализируются все внутренние объекты программы и ПК переходит в режим ожидания моделирования. При этом активизируется меню "Simulation" и кнопки управления процессом моделирования, расположенные в правом нижнем углу панели управления программы и статус моделирования - "Projectattached". При активизации опции "Start" меню "Simulation" или нажатии на кнопку "Start" стартует процесс моделирования. При этом изменяется значение текущего времени (левый нижний угол панели управления программы) и на странице "Numerical Values" (см. рис. 6) изменяются значения вектора состояния и основных параметров движения, системы стабилизации и наведения. При активизации опции "Pause" меню "Simulation" или нажатии на кнопку "Pause" процесс моделирования приостанавливается и пользователь, переключаясь между страницами главного окна программы, может просмотреть графические зависимости, иллюстрирующие эволюцию основных параметров моделирования. В принципе, находясь на открытом графической странице, можно продолжать моделирование нажав на кнопку "Start", однако это вызовет замедление счета, и лучше перед продолжением моделирования, переключится на страницу "Numerical Values". По завершении процесса моделирования в строке статуса появляется соответствующее сообщение: "Project completed… Target Destroy." - в случае успешного выполнения целевой задачи, или, "Project completed… Guidance failed…" - при срыве процесса наведения. После этого пользователь может повторить расчет, изменив исходные данные в файле проекта.

Выбор конкретного варианта задания осуществляется выбором соотвествующего файла проекта.

Представление результатов лабораторной работы.

Отчет по выполненной лабораторной работе должен включать следующие данные:

График изменения компонент векторов положения и скорости ЛА в IFи эволюцию компонент вектора перегрузки в продольных каналах в BF.
Графики изменения углов Эйлера (,,), соответствующих угловых скоростей () и компонент векторов угловой скорости ЛА в BF.
Графики изменения углов атаки ЛА (пространственного и в продольных каналах -).
Графики измерений, осуществляемых датчиками угловых скоростей (_x,_y,_z), датчиками угла атаки () и акселерометрами (N_x,N_y).
Графики изменений основных параметров контура стабилизации: командную перегрузку в продольных каналах, углы отклонения элеронов, аэродинамических и газодинамических рулей в продольных каналах.
Графики изменений компонент векторов положения и скорости цели в IF.
Графики изменений основных параметров контура наведения: перегрузку наведения (выходной сигнал контура), компоненты вектора угловой скорости линии визирования цели в продольных каналах в антенной СК, относительную дальность ЛА-цель и текущее значение промаха.

ВАРИАНТЫ ЛАБОРАТОРНОЙ РАБОТЫ

ВАРИАНТ№1: Оценить влияние динамических характеристик датчика угловых скоростей (постоянной времени T_AVS), используемого в продольном канале системы стабилизации, на точность наведения ракеты (величину промаха) в следующих условиях:

атака в переднюю полусферу на цель, совершающую односторонний горизонтальный маневр (в одну и другую сторону);
атака в переднюю полусферу на цель, совершающую односторонний вертикальный маневр (в одну и другую сторону);
атака в переднюю полусферу на цель, совершающую пространственный маневр;

Расчет промаха проводить для следующих фиксированных значений постоянной времени T_AVS:

T_AVS =T*_AVS, где T*_AVS – значение постоянной времени, используемое по умолчанию

T_AVS=0,70 T*_AVS, что соответствует 10% отклонению реальных характеристик датчика от проектного значения (в сторону уменьшения)

T_AVS=0,80 T*_AVS, что соответствует 20% отклонению реальных характеристик датчика от проектного значения (в сторону уменьшения).

T_AVS=0,90 T*_AVS, что соответствует 30% отклонению реальных характеристик датчика от проектного значения (в сторону уменьшения)

T_AVS=1,10 T*_AVS, что соответствует 10% отклонению реальных характеристик датчика от проектного значения (в сторону увеличения)

T_AVS=1,20 T*_AVS, что соответствует 20% отклонению реальных характеристик датчика от проектного значения (в сторону увеличения).

T_AVS=1,30 T*_AVS, что соответствует 30% отклонению реальных характеристик датчика от проектного значения (в сторону увеличения)

ВАРИАНТ№2: Оценить влияние динамических характеристик датчика угловых скоростей (постоянной времени T_AVS), используемого в продольном канале системы стабилизации, на точность наведения ракеты (величину промаха) в следующих условиях:

атака в заднюю полусферу на цель, совершающую односторонний горизонтальный маневр (в одну и другую сторону);
атака в заднюю полусферу на цель, совершающую односторонний вертикальный маневр (в одну и другую сторону);
атака в заднюю полусферу на цель, совершающую пространственный маневр;

Расчет промаха проводить для следующих фиксированных значений постоянной времени T_AVS:

T_AVS =T*_AVS, где T*_AVS – значение постоянной времени, используемое по умолчанию

ВАРИАНТ№3: Оценить влияние динамических характеристик акселерометра (постоянной времени T_A_СС), используемого в продольном канале системы стабилизации, на точность наведения ракеты (величину промаха) в следующих условиях:

атака в переднюю полусферу на цель, совершающую односторонний горизонтальный маневр (в одну и другую сторону);
атака в переднюю полусферу на цель, совершающую односторонний вертикальный маневр (в одну и другую сторону);
атака в переднюю полусферу на цель, совершающую пространственный маневр;

Расчет доверительного интервала для средних значений промаха проводить для трех фиксированных значений постоянной времени T_A_СС:

T_A_СС =T*_A_СС, где T*_A_СС – значение постоянной времени, используемое по умолчанию

T_A_СС=1,10 T*_A_СС, что соответствует 10% отклонению реальных характеристик акселерометра от проектного значения (в сторону увеличения)

T_A_СС=1,20 T*_A_СС, что соответствует 20% отклонению реальных характеристик акселерометра от проектного значения (в сторону увеличения).

T_A_СС=1,30 T*_A_СС, что соответствует 10% отклонению реальных характеристик акселерометра от проектного значения (в сторону увеличения)

T_A_СС=0,90 T*_A_СС, что соответствует 10% отклонению реальных характеристик акселерометра от проектного значения (в сторону уменьшения)

T_A_СС=0,80 T*_A_СС, что соответствует 20% отклонению реальных характеристик акселерометра от проектного значения (в сторону уменьшения).

T_A_СС=0,70 T*_A_СС, что соответствует 10% отклонению реальных характеристик акселерометра от проектного значения (в сторону уменьшения)

ВАРИАНТ№4: Оценить влияние динамических характеристик акселерометра (постоянной времени T_A_СС), используемого в продольном канале системы стабилизации, на точность наведения ракеты (величину промаха) в следующих условиях:

атака в заднюю полусферу на цель, совершающую односторонний горизонтальный маневр (в одну и другую сторону);
атака в заднюю полусферу на цель, совершающую односторонний вертикальный маневр (в одну и другую сторону);
атака в заднюю полусферу на цель, совершающую пространственный маневр;

Расчет доверительного интервала для средних значений промаха проводить для следующих значений постоянной времени T_A_СС:

T_A_СС =T*_A_СС, где T*_A_СС – значение постоянной времени, используемое по умолчанию

ВАРИАНТ№5: Оценить влияние динамических характеристик акселерометра (коэффициент демпфирования _A_СС), используемого в продольном канале системы стабилизации, на точность наведения ракеты (величину промаха) в следующих условиях:

атака в переднюю полусферу на цель, совершающую односторонний горизонтальный маневр (в одну и другую сторону);
атака в переднюю полусферу на цель, совершающую односторонний вертикальный маневр (в одну и другую сторону);
атака в переднюю полусферу на цель, совершающую пространственный маневр;

Расчет доверительного интервала для средних значений промаха проводить для следующих значений постоянной времени _A_СС:

_A_СС =*_A_СС, где *_A_СС – значение коэффициента демпфирования, используемое по умолчанию

_A_СС=1,10 *_A_СС, что соответствует 10% отклонению реальных характеристик датчика от проектного значения (в сторону увеличения)

_A_СС=1,20 *_A_СС, что соответствует 20% отклонению реальных характеристик датчика от проектного значения (в сторону увеличения).

_A_СС=1,30 *_A_СС, что соответствует 30% отклонению реальных характеристик датчика от проектного значения (в сторону увеличения).

_A_СС=0,90 *_A_СС, что соответствует 10% отклонению реальных характеристик датчика от проектного значения (в сторону уменьшения)

_A_СС=0,80 *_A_СС, что соответствует 20% отклонению реальных характеристик датчика от проектного значения (в сторону уменьшения).

_A_СС=0,70 *_A_СС, что соответствует 30% отклонению реальных характеристик датчика от проектного значения (в сторону уменьшения).

ВАРИАНТ№6: Оценить влияние динамических характеристик акселерометра (коэффициент демпфирования _A_СС), используемого в продольном канале системы стабилизации, на точность наведения ракеты (величину промаха) в следующих условиях:

атака в заднюю полусферу на цель, совершающую односторонний горизонтальный маневр (в одну и другую сторону);
атака в заднюю полусферу на цель, совершающую односторонний вертикальный маневр (в одну и другую сторону);
атака в заднюю полусферу на цель, совершающую пространственный маневр;

Расчет значений промаха проводить для следующих значений постоянной времени _A_СС:

_A_СС =*_A_СС, где *_A_СС – значение коэффициента демпфирования, используемое по умолчанию

ВАРИАНТ№7: Оценить влияние динамических свойств координатора (пеленгатора) цели (постоянной времени T_NAV пеленгатора) на точность наведения в следующих условиях:

атака в переднюю полусферу на цель, совершающую односторонний горизонтальный маневр (в одну и другую сторону);
атака в переднюю полусферу на цель, совершающую односторонний вертикальный маневр (в одну и другую сторону);
атака в переднюю полусферу на цель, совершающую пространственный маневр;

Расчет значений промаха проводить для следующих фиксированных значений постоянной времени пеленгатора T_NAV:

T_NAV = T*_NAV, где T*_NAV – значение постоянной времени пеленгатора, используемое по умолчанию

T_NAV =1,10 T*_NAV, что соответствует 10% отклонению реальных характеристик пеленгатора от проектного значения (в сторону увеличения)

T_NAV =1,20 T*_NAV, что соответствует 20% отклонению реальных характеристик пеленгатора от проектного значения (в сторону увеличения).

T_NAV =1,30 T*_NAV, что соответствует 30% отклонению реальных характеристик пеленгатора от проектного значения (в сторону увеличения).

T_NAV =0,90 T*_NAV, что соответствует 10% отклонению реальных характеристик пеленгатора от проектного значения (в сторону уменьшения)

T_NAV =0,80 T*_NAV, что соответствует 20% отклонению реальных характеристик пеленгатора от проектного значения (в сторону уменьшения).

T_NAV =0,70 T*_NAV, что соответствует 30% отклонению реальных характеристик пеленгатора от проектного значения (в сторону уменьшения).

ВАРИАНТ№8: Оценить влияние динамических свойств координатора (пеленгатора) цели (постоянной времени T_NAV пеленгатора) на точность наведения в следующих условиях:

атака в заднюю полусферу на цель, совершающую односторонний горизонтальный маневр (в одну и другую сторону);
атака в заднюю полусферу на цель, совершающую односторонний вертикальный маневр (в одну и другую сторону);
атака в заднюю полусферу на цель, совершающую пространственный маневр;

Расчет значений промаха проводить для следующих фиксированных значений постоянной времени пеленгатора T_NAV:

T_NAV = T*_NAV, где T*_NAV – значение постоянной времени пеленгатора, используемое по умолчанию

<<< < Предыдущая 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 1819 / 3019 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 > Следующая >>>

Соседние файлы в папке EXAMPLES

#
10.05.2015452.61 Кб74Варианты расчетно-графических работ.doc
#
10.05.2015517.12 Кб78МММ Варианты заданий КР.doc
#
10.05.2015830.98 Кб150МММ Задания и методические указания к выполнению ЛР.doc
#
10.05.2015474.62 Кб103МММ Методические указания к выполнению КР.doc
#
10.05.201512.45 Mб171МММ Пособие для проведения ПЗ.doc
#
10.05.201514.45 Mб428Описание лабораторных работ.doc
#
10.05.201525.6 Кб66Уважаемый Юрий Валентинович.doc