Разработка системы принятия решения с целью разведения двух летательных аппаратов

Размещено на http://www.allbest.ru/

ВЫПУСКНАЯ РАБОТА

РАЗРАБОТКА СИСТЕМЫ ПРИНЯТИЯ РЕШЕНИЯ С ЦЕЛЬЮ РАЗВЕДЕНИЯ ДВУХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Содержание

1. Введение

2. Условия физической реализуемости и работоспособности ИС в реальном масштабе времени

3. Формирование процедур принятия решений ИС

4. Структура ДИС

5. Входные данные

5.1 Определение относительной скорости сближения в частотных СПС

5.2 Цифровой метод определения временного критерия опасности

5.3 Определение взаимного расположения летательных аппаратов в горизонтальной плоскости

5.4 Определение фактического времени, оставшегося на принятие решения ИС

6. Модуль анализа обстановки

7. Модуль прогноза ситуаций

8. Модуль динамической экспертной системы

9. Модуль обучения

10. Принятие решений

10.1 Маневр в горизонтальной плоскости

10.2 Понятие перегрузки

10.3 Переносимость перегрузок человеком

11. Заключение

Список используемых материалов

1. Введение

Обеспечение безопасности полетов в значительной мере связано с решением задачи предупреждения столкновении самолетов в воздухе. В настоящее время решение этой задачи полностью возлагается на диспетчерскую службу системы управления воздушным движением (наземные радиолокационные станции, диспетчеры и т. д.). Однако по мере постоянного роста интенсивности воздушного движения диспетчерская служба управления воздушным движением (УВД) сталкивается со все большими трудностями предупреждения опасных сближений самолетов в воздухе. По данным статистики США, большинство столкновений самолетов происходит на малых высотах, на трассах, проходящих вне радиолокационного поля, а также на границах взаимодействующих систем. При этом, как правило, столкновения происходят в простых метеоусловиях. Анализ опасных сближений самолетов показывает, что число зафиксированных случаев быстро увеличивается с ростом интенсивности воздушного движения, примерно по квадратичному закону. Около 70% этих сближений происходят в условиях хорошей видимости. Визуальные методы, используемые при самолетовождении, не обеспечивают необходимой безопасности полета, так как даже при очень хорошей видимости пилоты в ряде случаев обнаруживают встречный самолет, когда времени на выполнение маневра уклонения уже остается недостаточно, а, кроме того, визуальные методы связаны с субъективными ошибками в определении дальности до самолета, его скорости и в оценке степени опасности столкновения. Существующая система УВД из-за возникающих в процессе управления перегрузок диспетчерского состава и некоторых ограничений технических средств также не в полной мере обеспечивает контроль за выдерживанием заданных навигационных параметров каждым самолетом, выполняющим полеты по приборам. Кроме того, система УВД не позволяет осуществлять контроль за полетами во всем воздушном пространстве, особенно на малых высотах и в труднодоступных для наблюдения районах (горы, тундры, полюса, океанские просторы). Весьма эффективным средством повышения надежности и оперативности наземных служб УВД является автоматизация процессов контроля и управления полетами, внедрение более совершенных систем вторичной радиолокации (радиолокация с активным ответом. Такой метод радиолокации используется в системах управления воздушным, движением.), ЭВМ, систем отображения информации и т. д. Можно сказать, что автоматизация систем УВД является основой развития средств наземного диспетчерского контроля полетов самолетов и что внедрение автоматизированных систем уже в настоящее время значительно повысило эффективность и безопасность воздушного движения, снизило нагрузку на диспетчера и пилота. Вместе с тем автоматизация процессов обеспечения полетов и совершенствование радиолокационных средств не могут в достаточной степени обеспечить предупреждение опасных сближений на трассах с интенсивным движением, проходящих в труднодоступных районах, а также при межконтинентальных полетах. Количественно безопасность полета оценивается допустимым риском столкновения при каждом виде эшелонирования, зависящим прежде всего от интенсивности воздушного движения. С другой стороны, допустимый риск столкновения в зонах, охваченных службой УВД, определяется надежностью систем навигации и УВД. При этом под надежностью систем понимается не только безотказность работы аппаратуры, но и вероятность потерь информации из-за провалов в зонах обзора, помех в каналах связи, погрешностей определения местоположения летательных аппаратов (ЛА) и т. д. Для решения задачи предупреждения столкновений самолетов с помощью технических средств системы УВД необходимо произвести:

- измерение координат местоположения и параметров движения объектов с помощью радиолокационных станций;

- прогнозирование с помощью расчета возможного положения объектов через определенное время для обнаружения угрозы столкновения (электронно-вычислительные комплексы);

- информационный обмен с объектами для оповещения об опасности и координации их маневров по уклонению от столкновения (линии связи).

Для поддержания допустимого риска столкновений при росте интенсивности воздушного движения или для снижения его в условиях постоянной интенсивности движения необходимо повышать надежность систем навигации и УВД, прежде всего -- путем увеличения надежности технических средств этих систем. Расчеты показывают, что для решения задачи предупреждения столкновений с требуемой надежностью каждое из технических средств, используемых в этих системах, должно иметь чрезвычайно высокую надежность, обеспечение которой является весьма сложной и дорогостоящей задачей. Кроме того, воздушное пространство над труднодоступными для наблюдения районами и просторами океана, занимающими 4/5 земной поверхности, все равно не будет находиться в. зоне действия подобной системы. В связи с этим в настоящее время для решения задачи предупреждения столкновений считается технически и экономически целесообразным дополнить систему УВД специальной бортовой системой предупреждения столкновений самолетов в воздухе (СПС), способной автономно, независимо от системы УВД, обеспечить безопасное расхождение самолетов при возникновении угрозы столкновения. Бортовые СПС по принципу действия являются радиотехническими системами, выполняющими измерение взаимных координат и параметров движения объектов, находящихся в окружающем защищаемый самолет воздушном пространстве, расчет вероятности возникновения угрозы столкновения и обмен информацией по радиоканалам для выработки взаимно координированных команд на маневры уклонения.

В процессе полета при возникновении ситуаций, когда траектория проходит в опасной близости с другим летательным аппаратом (ЛА), либо в области связанной с риском иного рода (шторм, горы и т.д.), системе управления (СУ) необходимо принимать оперативные решения, выбирая один из нескольких возможных вариантов управления ЛА. Интеллектуальная система (ИС) «Маневр» разрабатывается для уменьшения ошибок управления в экстремальных ситуациях, при дефиците времени на принятие решения, а также на этапе планирования курса с целью избежания экстремальных ситуаций. В пилотируемых ЛА ИС «Маневр» выдает рекомендации, помогая летчику (оператору) принять правильное решение, и в случае необходимости берет управление на себя. При использовании в беспилотных ЛА ИС самостоятельно принимает решения по управлению.

Основной проблемой формирования ИС подобного типа, в частности в условиях внезапного возникновения опасных ситуаций, является обеспечение способности ИС принимать обоснованные решения в реальном масштабе времени.

В работе показано, что возможности ИС ограничены необходимостью выполнения условии физической реализуемости и работоспособности системы. При выполнении этих условий, для выбора соответствующей процедуры принятия решений, предлагается использовать критериальную функцию, учитывающую значения частных показателей качества эффективности полета, Изменение весовых коэффициентов при частных показателях качества позволяет оперативно корректировать допустимую степень риска при оперативном выборе управлений.

Известные планирующие системы (планировщики) ориентированы в основном на стратегическое планирование, например, на этапе предполетной прокладки маршрута ЛА. В этих системах время принятия решения не согласуется с условиями физической реализуемости и работоспособности, что может привести к несвоевременному принятию решения (запаздыванию) при внезапном возникновении опасной ситуации. Предлагаемый подход расширяет возможности существующих ИС, позволяя принимать обоснованные решения в зависимости от конкретных условий (в частности, дефиците времени) и возможного изменения стратегических и тактических целей полета. Ожидается, что использование подобных систем на пилотируемых и беспилотных ЛА существенно повысит эффективность и безопасность полетов.

2. Условия физической реализуемости и работоспособности ИС в реальном масштабе времени

Для оценки областей возможного применения ИС необходимо определить условия, при которых ИС не может обеспечить принятие решений в реальном масштабе времени. Общее время разрешения q-й опасной ситуации (ОС) представим в виде Тс(q) = Тp(q) + Тy(q), где Тp(q) - время принятия решений и передачи команд управления в систему управления (СУ), Ту(q) - время реакции контура управления от момента получения команд управления до завершения требуемого маневра объекта (ЛА). Очевидно, что Ту(q) зависит от динамических характеристик контура управления и ограничивает возможности успешного разрешения ОС. При Ту(q) >= Тф(q), где Тф(q) - фактическое время, оставшееся на успешное разрешение q-й ОС с момента обнаружения опасности, не остается времени на принятие решения и реализацию соответствующего управления, поэтому этот процесс является физически нереализуемым. Следовательно, необходимым условием физической реализуемости процесса (разрешения q-й ОС) является Тф(q) >= Тс(q) или

Тф(q)>Ту(q). (1.1)

Будем считать, что для пилотируемого ЛА общее время, необходимое для принятия и передачи решения в СУ, равно

Тр(q) = Тис(q) + То(q),

где Тис(q) - время принятия решения ИС, То(q) - время принятия решения оператором (согласование решения), включающее также время восприятия информации оператором, время передачи(ввода) информации оператором в СУ.

Для беспилотного ЛА Тр(q) = Тис(q),пренебрегая временем ввода информации в СУ. Возможность реализовать работоспособную ИС в конкретной q-й ОС определяется необходимым условием: Тр.ф(q) > 0, где Тр.ф(q) - фактическое время, оставшееся на принятие решения ИС. Таким образом, необходимо, чтобы для пилотируемого ЛА выполнялось условие Тр.ф(q) = Тф(q) - Ту(q) - То(q) > 0, а для беспилотного ЛА - условие Тр.ф(q) = Тф(q) - Ту(q) > 0.

Пусть для разрешения q-й ОС может быть выбрано некоторое r-е решение (r = 1,2,...,R) и время принятия решения Тис(r,q) зависит от r в соответствии со сложностью процедуры выбора. В общем случае, не учитывая на данном этапе обоснованность принимаемых решений, будем считать, что ИС работоспособна в конкретной q-й ОС в реальном масштабе времени, если для какого-либо r выполняется условие

Тис(r,q)<=Тр.ф(q), (1.2)

в противном случае ИС неработоспособна.

Для обеспечения условия (1.2) необходимо обеспечивать оперативную оценку Тр.ф(q), а затем производить выбор соответствующей r-й процедуры. ИС такого типа будем в дальнейшем называть динамическими (ДИС). В реальном полете ЛА могут возникать различные ОС, для которых в соответствии с условиями (1.1) и (1.2) конкретная ДИС будет физически реализуемой или нереализуемой, работоспособной или неработоспособной.

3. Формирование процедур принятия решений ИС

Проблема оценки обоснованности принятых ИС решении достаточно сложна [3,4]. В частности, эффективность при одинаковых результатах работы ИС может меняться в зависимости от решаемых в этот момент стратегических и тактических задач.

Для оценки принимаемых ИС решении предлагается использовать критериальную функцию вида

W = A1W1 + A2W2 + ... + AnWn + ... + ANWN,(2.1)

где Аn - весовой коэффициент (сумма весовых коэффициентов равна 1), Wn - n-й частный показатель качества (ПК), n = 1, 2, ..., N - индекс ПК.

В качестве частных ПК могут быть приняты, например, значения: запаздывание в доставке груза, время нахождения в опасной области, безопасность ЛА, расход топлива и др.

Так как частные ПК могут оценивать различные характеристики процесса, они должны быть представлены в относительном виде и нормированы. В дальнейшем будем считать, что успешное разрешение ОС соответствует процессу, при котором значения функции (2.1) или частных ПК находятся в пределах заданных допусков. Использование переменных весовых коэффициентов позволяет учитывать изменение целей решаемых тактических и стратегических задач и выбирать процедуры принятия решений в соответствии с важностью отдельных ПК. Весовые коэффициенты частных ПК могут меняться в процессе полета. Например, текущее запаздывание на маршруте может быть менее важным в начале, чем в конце полета, а экономия топлива в начале полета более важна. Определение весовых коэффициентов Аn можно реализовать различными методами [5], в частности, на основе метода экспертных оценок или с помощью предварительного обучения ДИС.

В реальных условиях могут возникать ОС, требующие немедленного принятия решения, так как любое увеличение Тр(q) > 0 приводит к существенному увеличению потерь (ухудшению значений ПК).

Для разрешения подобных ОС ДИС должна принимать решения из ограниченного набора заранее подготовленных вариантов. В частности, конкретному набору значений признаков ОС может соответствовать единственный вариант управления. В таких случаях реакцию ДИС будем называть "рефлекторной". Время принятия решения на основе рефлекторной реакции обозначим как Тис(0,q).

Рефлекторная реакция не обеспечивает оптимизацию параметров управления и может применяться только в условиях дефицита времени на принятие решений. Если признаки ОС распознаются до возникновения реальных угроз, появляется возможность выбора процедуры принятия решений.

Пусть, например, рассматривается задача прохождения некоторой опасной области (q). При этом опасность для ЛА линейно зависит от дальности D(q,t) до центра области в заданном интервале [Dmax,Dmin] и времени нахождения в опасной области, где t - время полета ЛА. Эти данные могут быть рассчитаны заранее с учетом условий решаемых задач. Примем, что обобщенный ПК оценивает только безопасность ЛА: W = A1W1 (безопасный процесс соответствует W = W1 = 0, максимальная опасность W = W1 = 1), следовательно, A1 = 1, а остальные весовые коэффициенты равны нулю. В этом случае относительные и нормированные значения ПК могут быть вычислены по (формулам

0, D(q,t) > Dmax(q);

Tk

W=1 - [D(q,t) - Dmin(q)]/[Dmax(q) - Dmin(q)]dt, Dmax(q) >= D(q,t) >= Dmin(q);

T0

D(q,t) < Dmin(q),

где Dmin(q), Dmax(q) - заданные параметры q-й опасной области, Т0, Тk - моменты времени входа и выхода ЛА из опасной области.

На основании (2.2) можно рассчитать прогнозируемое значение ПК - Wпр.о для заданной траектории полета ЛА. При Wпр.о > Wп принимается решение на изменение траектории полета ЛА, где Wп - заданное пороговое значение ПК (в частном случае, Wп = 0). Обозначим Тис(r0,q) - время выбора наилучшего варианта из ограниченного набора управлении (R0). Если выполняется условие Тис(r0,q) <= Тр.ф(q), то выбор наилучшего решения проводится на основе сравнения прогнозируемых значений ПК для всех возможных вариантов управлении R0. В случае Тис(0,q) <= Тр.ф(q) < Тис(r0,q) выбирается управление на основе рефлекторной реакции.

При необходимости использования сложных вычислительных процедур, например выбора решений из большого числа вариантов, оптимизация параметров управления, для уменьшения Тис(r0,q), целесообразно предварительно ограничивать возможные варианты решении. Ограничение вариантов может быть реализовано с помощью текущей оценки вероятности возникновения ОС.

Если прогнозируемая вероятность возникновения q-й ОС превышает заданный уровень, то для ее разрешения начинают формироваться варианты управлений, пересылаемые в промежуточную рабочую базу знаний (РБЗ). Эти варианты могут постоянно изменяться и уточняться по мере обновления текущей информации. Количество прогнозируемых опасных ситуаций и вариантов их разрешения будет зависеть от устанавливаемой допустимой степени риска и может варьироваться в зависимости от решаемых задач. Таким образом, ДИС будет использовать мощность бортовой вычислительной системы (БВС) с максимальной эффективностью даже в отсутствие реальных угроз.

4. Структура ДИС

Указанные выше проблемы могут быть решены на базе различных структур ИС. Анализ бортовых ИС, разрабатываемых настоящее время в ряде стран, показывает, что в основном принимается концепция иерархического или распределенного модульного построения ИС. При этом отдельные модули могут быть реализованы в виде специализированных экспортных систем (ЭС).

В настоящей работе также принята концепция модульного иерархического построения ДИС. К преимуществам модульной структуры следует отнести: удобство в разработке, отладке и модернизации (особенно, при унификации отдельных модулей) ИС; возможность автономного использования и внедрения отдельных модулей, в том числе при решении задач в других проблемных областях. Основные модули, входящие в состав ДИС, включают модули более низкого уровня. На рис.1 представлена схема варианта структуры ДИС. В состав ДИС входят следующие основные модули:

анализ обстановки, включающий модули более низкого уровня, в частности поиска и распознавания объектов;

прогнозирование;

динамическая экспертная система (ДЭС) принятия решений, включающая РБЗ;

диалоговая система (ДС) (в беспилотном ЛА ДС не применяется;

обучение (может использоваться в зависимости от решаемых задач).



Рис. 1.

5. Входные данные

Для оценки угрозы столкновения в ИС должны измеряться расстояния между самолетами, их относительные скорости, высоты и пеленги. Далее, путем соответствующей обработки результатов измерений находятся критерии опасности: время до столкновения и разность высот. Измерение высоты полета самолетов, так же как и эшелонирование по высоте, производится барометрическими методами. Измерения расстояний производятся по времени запаздывания ответного или переотраженного сигнала либо по задержке относительно момента излучения.

5.1 Определение относительной скорости сближения в частотных СПС

Допплеровские измерители радиальной скорости обеспечивают измерение с точностью, в большинстве случаев намного превосходящей точность измерения этого параметра другими устройствами, а в некоторых случаях они оказываются просто незаменимыми. Они отличаются сравнительно простой конструкцией, способностью работать практически при любых метеоусловиях и обеспечивают измерение в широком диапазоне скоростей. Физическая сущность этих измерений заключается в следующем. Предположим, что на 1-м самолете установлен передатчик непрерывных радиоколебаний, а на 2-м - радиоприемник. Пусть также на 2-м самолете точно известно значение частоты радиоколебаний, излучаемых передатчиком 1-го самолета. Если, например, самолеты летят в одном направлении параллельным курсом с одинаковой скоростью, то частота колебаний, принятых приемником 2-го самолета, будет совпадать с частотой колебаний, излучаемых передатчиком 1-го самолета. В этом случае после сравнения частот «бортового эталона» и принятых колебаний на 2-м самолете можно утверждать, что дальность между самолетами остается неизменной и, следовательно, относительная скорость их равна нулю.

5.2 Цифровой метод определения временного критерия опасности

В ряде систем предупреждения столкновений из-за нестабильности частоты задающих генераторов отсутствует возможность определить скорость сближения, необходимую для вычисления временного критерия опасности доплеровским методом. В этих системах критерий опасности измеряется с помощью специальных устройств, работа которых основана на измерении приращения расстояния между самолетами. Эти устройства могут быть построены с использованием аналоговых или цифровых методов. Для решения задачи предупреждения столкновений, временной критерий опасности в бортовых СПС должен определяться каждым из объектов, находящихся в радиусе действия системы защищаемого самолета за 2-3 с. Период определения указанного критерия (скорости сближения, необходимой для его вычисления) аналоговыми устройствами также примерно равен 2-3 с, и поэтому в случае использования этого метода в системе необходимо иметь столько аналоговых устройств определения критерия, сколько летательных аппаратов может быть в радиусе действия системы. Ясно, что такое решение ведет к существенному увеличению массы и габаритов аппаратуры и в системах практически не используется.

Цифровой метод определения временного критерия, хотя и сложнее аналогового, но обладает тем преимуществом, что при сравнительно небольшом увеличении сложности и аппаратурных затрат позволяет построить устройство, способное определять одновременно скорость сближения до многих объектов. Поэтому использование этого метода в бортовых СПС является более перспективным и экономически выгодным.

5.3 Определение взаимного расположения летательных аппаратов в горизонтальной плоскости

Для оценки возможности выполнения конфликтующими летательными аппаратами горизонтальных маневров уклонения от столкновения необходимо определять их взаимное расположение в горизонтальной плоскости. Это можно осуществлять различными методами: точно измерять относительный пеленг на конфликтующий ЛА, определять некоторый азимутальный сектор, в котором находится конфликтующий ЛА, рассчитывать взаимное расположение на основе информационного обмена между ЛА о параметрах движения.

Один из возможных способов заключается в следующем: измеряется разность времени прихода сигнала ответчика конфликтующего ЛА на три разнесенные антенны защищающегося ЛА и определяется, в каком из четырех квадрантов (переднем, заднем, правом или левом) находится конфликтующий ЛА. На самолете две антенны располагаются в передней части фюзеляжа ЛА симметрично относительно его продольной оси, а третья антенна - в хвостовой части ЛА. Сигналы, излучаемые ответчиком конфликтующего ЛА, находящегося в переднем квадранте, принимаются передними антеннами раньше, чем хвостовой. Ответные сигналы ЛА, находящегося в заднем квадранте, приходят раньше на хвостовую антенну. При нахождении конфликтующего ЛА сбоку (в правом или левом квадранте) его местоположение определяется по разности времени прихода сигнала на две передние антенны.

Подобная система определения местоположения ЛА в горизонтальной плоскости использована в системе YG-1081. На летных испытаниях этой системы на борту вертолета две передние антенны были расположены симметрично относительно продольной оси ЛА на расстоянии 1,8 м друг от друга, третья антенна помещалась на хвосте на расстоянии 9,9 м от базы первых двух.

Указанный метод, хотя и имеет, по-видимому, довольно простое схемное решение на базе логических элементов, обладает рядом существенных недостатков:

1. Разнос антенн ограничен размерами ЛА, что приводит к малым значениям разности времени прихода сигналов на эти антенны, измерение которых представляет значительные технические трудности.

2. Знание квадранта, в котором находится конфликтующий ЛА, является недостаточным для выбора оптимального горизонтального маневра уклонения от столкновения. Например, при нахождении конфликтующего ЛА в переднем квадранте вид маневра уклонения (правый или левый разворот) зависит от того, справа или слева от осевой линии защищающегося ЛА находится конфликтующий ЛА и в каком направлении он летит.

5.4 Определение фактического времени, оставшегося на принятие решения ИС

Из рисунка 2 следует, что располагаемое время Тр.ф(q) при обнаружении опасного объекта на дальности R при курсовом угле между нашим самолетом и опасным объектом ? можно найти из соотношения

R2=(u Тр.ф(q))2+(v Тр.ф(q))2-2(v Тр.ф(q))2 (u Тр.ф(q))2cos ?



Рис. 2

полет самолет сближение безопасность

На рис. 3 показан качественный вид зависимости вероятности предотвращения столкновения от расстояния между объектами при их максимальном сближении. Учитывая ответственность решаемой задачи, правомерно заменить плавный закон ступенчатым и считать, что предотвращение катастрофы гарантируется при расстоянии максимального сближения, превышающем некоторую величину ?h0; расстояния, меньшие ?h0, считаются недопустимыми.



Рис. 3

Хотя необходимая дальность обнаружения опасного объекта зависит от курсового угла, но с целью создания необходимых запасов в оценках и учитывая, что в пределах наиболее опасного переднего сектора по курсу величина необходимой дальности изменяется незначительно, можно вести расчет на встречные курсы. При этом условии из приведенных выше соотношений легко получить выражение для минимально приемлемой дальности обнаружения опасного объекта Rmin:

Rmin = (u+v) ?з + ?? + (u+v)

где ?з - время задержки в системе и в нашем случае равна Тис(r0,q)

6. Модуль анализа обстановки

Основными задачами модуля анализа обстановки являются: оценка значения Тр.ф(q) (с учетом степени опасности), для выбора процедур принятия решений в ДЭС в соответствии с условием (1.2) и определение координат (границ) опасных областей. Модуль поиска и распознавания объектов работает на основе информации, получаемой от датчиков информации о внешней обстановке. В модуле происходит классификация объектов и оценка их координат относительно ЛА. Полученные данные - основа для принятия решений при анализе обстановки. Для определения Тр.ф(q) модуль анализа обстановки должен выделять области, существенные для выполнения тактических и стратегических задач, в частности, для безопасности ЛА и на основании прогноза оценивать степень опасности. К выделяемым областям могут быть отнесены, например, участки рельефа местности, по которым может быть проложен маршрут безопасного полета, участки облачности и т.д. Модуль анализа обстановки должен также выделять зоны, которые по условиям полета, например из-за рельефа местности или условий освещенности, не могут быть обследованы визирными устройствами (ВУ) с необходимой достоверностью.

Выявление указанных областей реализуется как на этапе предварительного определения маршрута полета ЛА, так и в процессе полета. Полученная информация позволяет в свою очередь "облегчить" работу модуля поиска и распознавания, ограничивая области, требующие более детального обследования. Если текущая ситуация не требует оперативного изменения маршрута, то информация из модуля анализа обстановки поступает в модуль прогноза ситуаций.

7. Модуль прогноза ситуаций

Модуль прогноза ситуаций прогнозирует появление ОС, формирует и выбирает варианты принимаемых решений до момента появления реальных угроз. Эта информация позволяет ДИС определить порядок принятия решений с учетом их важности и срочности, а также своевременно согласовать предполагаемые варианты решений с оператором. Альтернативные варианты решений могут быть получены из сформированной ранее базы знаний или рассчитаны в процессе прогнозирования в модулях низшего уровня. Подготовленные варианты передаются в РБЗ ДЭС.

8. Модуль динамической экспертной системы

Модуль динамической экспертной системы обеспечивает согласованную работу всех модулей ДИС и формирует решения в реальном времени. Как было показано выше, в ДЭС целесообразно использовать процедуры, которые основаны на различных стратегиях принятия решений. В частности, могут быть использованы следующие стратегии принятия решений:

1) стратегия "рефлекторной" реакции на внезапное возникновение угрозы;

2) стратегия выбора решений на основе прёдварительно формируемой базы знаний;

3) стратегия выбора управлений на основе различных методов оптимизации, например метода динамического программирования.

Каждая из вышеуказанных стратегий может быть использована в зависимости от уровня угроз и решаемых задач, с учетом оценок ПК. При оценке ПК могут учитываться пожелания членов экипажа, например, определяющих приоритетность частных критериев. Для успешного согласования предлагаемых ИС решений необходимо обеспечивать максимально возможный запас времени на принятие решения оператором.

Обеспечение максимального запаса времени для согласования решений реализуется путем выдачи оператору прогнозируемых ситуаций с вариантами управлений. Например, оператору выдается информация о том, что в конкретной зоне может находиться объект, представляющий угрозу ЛА, и в случае, если эта информация подтвердится, необходимо ввести соответствующие управления. Объем информации должен ограничиваться с учетом времени, необходимого для принятия решения, с учетом ее ранжирования по важности в предыдущих модулях. Взаимодействие ДЭС с членами экипажа производится с помощью ДС.

9. Модуль обучения

Модуль обучения необходим для формирования или коррекции БЗ модулей анализа обстановки и прогнозирования, коррекции начальной РБЗ ДЭС, включая значения весовых коэффициентов ПК.

10. Принятие решений

Решения создаваемые и принимаемые в модуле ДЭС должны охватывать многие задачи. Важнейшей является спасение жизни и здоровья находящихся на борту людей. И здесь угроза может исходить не только от непосредственного столкновения с другим ЛА, но и, например, от разрушения конструкции собственного ЛА в результате неправильного маневра или сильных перегрузок.

Рассмотрим это подробней.

10.1 Маневр в горизонтальной плоскости

Маневр в горизонтальной плоскости (а) требует создания центростремительной силы, направленной к центру кривизны траектории и равной по модулю центробежной силе. Создание такой силы возможно за счет накренения самолета на угол (б). В этом случае вертикальная составляющая подъемной силы уравновешивает силу тяжести, а горизонтальная составляющая - центробежную силу и условия равновесия имеют вид:

Под действием этих сил самолет будет осуществлять установившийся разворот (правильный "вираж", франц. virage, от virer - поворачивать) со скоростью V по дуге окружности радиуса R.

Отсюда и перегрузка в вертикальной плоскости т.е. чем больше угол крена на вираже, тем больше перегрузка ny

Радиус виража может быть определен как

Чем большую перегрузку можно создать на самолете, тем меньше будет радиус кривизны траектории, - тем энергичнее будет маневр.

Впервые в мире правильный разворот на самолете в горизонтальной плоскости с креном (вираж) и замкнутую кривую в вертикальной плоскости ("мертвую петлю") выполнил в 1913 году замечательный русский летчик П.Н.Нестеров, доказав тем самым возможность безопасно совершать на самолете любые эволюции в воздухе и положив начало высшему пилотажу.

10.2 Понятие перегрузки

При решении многих задач, связанных с полетом самолета (расчет траекторий, определение прочностных характеристик и т.д.), используется понятие перегрузки.

Перегрузка - отношение суммы векторов полной аэродинамической силы и силы тяги к силе тяжести:

Поскольку и то

Вектор перегрузки характеризует маневренность самолета, так как он учитывает величину и направление сил, изменяя которые можно управлять траекторией движения самолета. Перегрузка показывает, во сколько раз силы, определяющие траекторию движения, больше или меньше силы тяжести самолета или (что то же самое) во сколько раз ускорение движения самолета в каком-либо направлении больше или меньше ускорения земного тяготения.

Для каждого отдельно взятого агрегата самолета или любого груза, находящегося на самолете, перегрузка показывает, во сколько раз действующая на него сила больше или меньше силы тяжести агрегата или груза.

Перегрузка, действующая на самолет, может быть записана через ее проекции nx, ny, nz, на оси координат в виде:



где:

- продольная (тангенциальная) перегрузка;

- нормальная перегрузка;

- боковая перегрузка;

Rпx, Rпy, Rпz - проекции силы на оси координат.

10.3 Переносимость перегрузок человеком

Маневренные возможности пилотируемых ЛА ограничиваются способностью людей, находящихся на его борту, переносить перегрузки. Чем большую перегрузку можно создать на самолете, тем меньше будет радиус кривизны траектории. В зависимости от направления центростремительного ускорения субъективная сила тяжести человеческого тела (его вес) может быть больше нормального (положительная перегрузка), обращаться в нуль (невесомость) и принимать отрицательные значения (отрицательная перегрузка).

При выходе самолета из пикирования, когда инерционная сила направлена вниз, летчика прижимает к сиденью, на него действует положительная перегрузка в направлении голова - таз. При входе самолета в пикирование, когда инерционная сила направлена вверх, летчика отрывает от сиденья, на него действует отрицательная перегрузка в направлении таз - голова.



На рисунке показаны предельные перегрузки n в различных направлениях, переносимые человеком в зависимости от продолжительности их действия t. Переносимость перегрузки связана с механическим воздействием опоры (кресла, сиденья, ложемента) на тело человека, с приливами и отливами крови (с нарушением мозгового кровообращения).

Рисунок объясняет, почему космонавты возвращаются на Землю в летательных аппаратах с низким аэродинамическим качеством (т.е. по баллистическим траекториям) лежа в специальных креслах спиной к направлению полета - при таком положении тела легче всего переносить перегрузки. Тренированные люди в специальных противоперегрузочных костюмах способны переносить достаточно высокие перегрузки в течение длительного времени. Поэтому маневренные самолеты (например, перехватчики) могут достигать эксплуатационных перегрузок (т.е. перегрузок, действующих на самолёт в процессе его нормальной эксплуатации) порядка 10-13. Для неманевренных самолетов (пассажирские, самолеты для транспортировки грузов) эксплуатационные перегрузки не превышают 2.

11. Заключение

Заветной мечтой человека с древних времен был полет. Великие люди наблюдали за птицами и делали скромные попытки изменить свое «приземленное» положение. Первые инженерные разработки в области авиации (чертежи, расчеты, эксперименты) были проведены еще в XV веке итальянцем Леонардо да Винчи. Однако первый действующий летательный аппарат оторвался от земли лишь в начале ХХ века. И вот в наше время интенсивность полетов достигла таких масштабов, что встает очень острая проблема - столкновения ЛА в воздухе.

В данной работе я попытался разработать интеллектуальную систему - помощник летчика (автопилот, для непилотируемого случая), которая будет в установившемся режиме полета (высота полета H = const) анализировать сканируемое пространство с целью выявления угрозы столкновения с другими летательными аппаратами (ЛА), разрабатывать решения по устранению опасности, передавать их пилоту или решать проблему самостоятельно.

Также система может использоваться как стратегический планировщик курса с целью улучшения условий полета и его экономических показателей.

Система имеет модульную структуру и может быть модернизирована, как в целом, так и в отдельных модулях.

Список используемых материалов

1. Ким Н. В. Формирование структуры интеллектуальной системы «помощник летчика». Известия академии наук. Теория и системы управления. 1996, №3.

2. Захаров В.Н. Интеллектуальные системы управления: основные понятия и определения. Известия академии наук. Теория и системы управления. 1997, №3.

3. Брахман Т. Р. Многокритериальность и ВА в технике. РиС. 1984.

4. http://www.aviaport.ru

5. Известия академии наук. Теория и системы управления. 2003, №5.

6. Информатика, управление, вычислительная техника. Сборник статей. Выпуск №1 (Монография). М. Машиностроение. 1987.

7. http://kursy.rsuh.ru/aero/html/frames.html

Размещено на Allbest.ru