Ghostscript wrapper for D:\Digitalizacja\MTS86_t24z1_4_PDF_artyku³y\mts86_t24z3.pdf M E C H AN I K A TEORETYCZNA I  STOSOWANA 3,  24 (1986) SYMULACJA  CYFROWA  LOTU   SAM OLOTU   TS- 11  „ ISKRA" W  JĘ ZYKU   M ACROASSEM BLER*' DANUTA  FARYŃ SKA ŁUCJA  SOBOLEWSKA ZBIG N IEW  ZAG DAŃ SKI Instytut  T echniczny  W ojsk  L otniczych 1.  Cel  pracy Praca  ta  stanowi  rozwinię cie  i  uzupeł nienie opracowanego  w  ITWL  komputerowego systemu  treningowego  zespoł u  naziemnej  obsł ugi  lotów  —  IKS- 80.  W  systemie  tym nawigator  obserwują c  n a  ekranie  wskaź nika  radiolokacyjnego  dynamiczny  obraz  sytuacji powietrznej  generowany  przez  cyfrowy  zestaw  obliczeniowy,  steruje  lotem  symulowanych samolotów poprzez wprowadzanie  zestawu  standardowych komend. Komendy te,  wprowa- dzane  do maszyny  przez  asystenta  instruktora,  powodują   zmianę  parametrów  lotu  stero- wanych  samolotów.  System  zakł ada  model  tzw.  idealnego  pilota  —  który  bez  bł ę dów wykonuje  ś ciś le polecenia  nawigatora  w  sposób  okreś lony  przez  regulamin  wykonywania lotów.  IKS- 80  przewiduje  moż liwość  współ pracy  systemu  z  kabinami  treningowymi KTS- 4  i TŁ- 1M. Ponieważ w kraju jest niewiele lotniczych urzą dzeń treningowych, a istnieją ce —  b. kosz- towne  (cena  ich  jest  niewspół mierna  do  ceny  IKS- 80),  wynikł a  potrzeba  opracowania kabiny,  które  umoż liwiała by  trening  pilota  w  ograniczonym  zakresie, tj.: 1)  wykonywania  zadań  nawigacyjnych; 2)  współ pracy  z  personelem  obsł ugi  naziemnej —  a  równocześ nie  był aby  stosunkowo  tania. Prace  podję te  w  ITWL  zmierzają   do  opracowania  takiej  wzglę dnie  taniej  i  prostej kabiny  treningowej  w  oparciu  o  maksymalne  wykorzystanie  techniki  komputerowej. W  pierwszym  etapie prowadzone  są   prace nad zbudowaniem  makiety  kabiny,  dla: 1)  zebrania  doś wiadczeń, 2)  oceny  skali  przedsię wzię cia, 3)  sformuł owania  modelu  dynamiki  obiektu. *>  P raca  przedstawiona  na  I  Ogólnopolskiej  Konferencji  „ M echanika  w  lotn ictwie"  —  Warszawa 19.1.1984  r. 8  M ech .  T eoret .  i  Stos.  3/ 86  i 354  D .  FARYŃ SKA  i  inn 2.  Model fizyczny  i  zakres  odwzorowania  modelu Jako  bazę   do  opracowania  kabiny  treningowej  przyję to  samolot  TS- 11  „Iskra", ze wzglę du  na  dość  dobrą   znajomość jego  charakterystyk.  TS- 11  „ I skra" jest metalowym ś rednioplatem  o  usterzeniu  klasycznym.  Wyposaż ony  jest  w  nastę pują ce  systemy: 1)  lotki,  klapy,  ster  kierunku  i  ster  wysokoś ci, 2)  przestawialny  statecznik, 3)  hamulce  aerodynamiczne, 4)  podwozie  trójkoł owe  z  kół kiem  przednim, 5)  silnik  odrzutowy  jednował owy  jednoprzepł ywowy,  ze  stał ą   dyszą , bez  dopalacza, 6)  podwieszenia  zewnę trzne, 7)  instalacje  podstawowe:  hydrauliczną ,  elektryczną ,  pneumatyczną , 8)  zestaw  klasycznych  organów  sterowania  i  przyrzą dów  pilotaż owo- nawigacyjnych, 9)  instalacje  awaryjne, 10)  instalacje  radiowe. Przyję ty  dla  celów  Stanowiska  Szkolenia  Pilota  (SSP) model fizyczny  samolotu  uwzglę d- nia  dział anie  w  w/ wym.  elementów,  za  wyją tkiem  systemów  awaryjnych  i  niektórych instalacji  pokł adowych.  N a  podstawie  modelu  fizycznego  został   opracowany  model matematyczny,  przy  nastę pują cych  zał oż eniach: 1)  dynamika  pł atowca  uwzglę dnia  wpł yw: —  podstawowych  organów  sterowania, —  atmosfery  wzorcowej, —  sprzę ż eń  dynamicznych  pochodzą cych  od  silnika, —  podwieszeń  zewnę trznych; 2)  dynamika  silnika  napę dowego  uwzglę dnia  wpł yw: —  organów  sterowania, —  atmosfery  wzorcowej; —  sprzę ż eń  dynamicznych  pochodzą cych  od  dynamiki  lotu; 3)  przyję to  zestaw  przyrzą dów  pilotaż owo- nawigacyjnych  i  organów  sterowania  w zakre- sie  pozwalają cym  n a  wł aś ciwy  pilotaż  samolotu  peł nosprawnego. M odel  matematyczny  dynamiki  samolotu  został   opracowany  przy  współ pracy  mery- torycznej  z  Zespoł em  D ynamiki  Obiektów  Ruchomych  ITLiMS  PW  pod  kierunkiem prof,  dr  hab.  inż.  Jerzego  M aryniaka.  Model ten  został   opracowany  w  sposób  umoż li- wiają cy  rozszerzenie  go  w  póź niejszych  etapach  pracy  o  dynamikę   stanów  awaryjnych obiektu  i  pozostał ych instalacji  i  systemów  pokł adowych. SSP skł ada się   z  nastę pują cych bloków: 1)  konstrukcji  noś nej  —  odwzorowują cej  architekturę   kabiny  samolotu, 2)  zespoł u  organów  sterowania  i  imitatorów  lotniczych  przyrzą dów  pokł adowych, 3)  zespoł u  obliczeniowego —  zwanego  dalej  przelicznikiem, 4)  ukł adów  zasilania  i  imitatora ł ą cznoś ci, 5)  bloku  programu  modelują cego  dynamikę   obiektu. Z e  wzglę du  na  przewidywaną   konieczność  współ pracy  SSP  z  IKS- 80  przyję to,  że przelicznik  SSP  bę dzie  zespoł em  cyfrowych  urzą dzeń  liczą cych  opartych  o  technikę komputerową .  Jako  podstawowy  blok  przelicznika  przyję to  minikomputer  ogólnego SYM U LAC JA  C YF R OWA  L O T U . . . 355 przeznaczenia — MERA- 400  — jako  jedyny  produkowany  w  kraju.  N a wybór  tego mini- komputera —  oprócz racji  przedstawionej  wyż ej  wpł ynę ły również  wyniki  analizy  porów- nawczej  SSP z  symulatorami  lotu samolotu tej  samej  klasy  firmy  Singer,  w  których  rolę przelicznika  peł nił   minikomputer  ogólnego  przeznaczenia,  o  takiej  samej  dł ugoś ci  sł owa maszynowego,  pojemnoś ci  pamię ci  i  szybkoś ci  wykonywania  operacji,  co  MERA- 400. Rys.  1.  U proszczony schemat współ pracy  symulatorów  lotu  samolotu  z  systemem IKS- 80 Problemem  podstawowym,  decydują cym  o powodzeniu  pracy jest  opracowanie  kom- puterowego  modelu  dynamiki  obiektu,  sterowalnego,  obserwowalnego  o  realizowanego w przyję tym  dla  celów  SSP przeliczniku  w  czasie  rzeczywistym. 3,  Model  matematyczny Model  matematyczny  dynamiki  ruchu  samolotu  opracowany  na  bazie  podstawowych równań  mechaniki  jest  ukł adem  nieliniowych  równań  róż niczkowych.  Opisując  ruch samolotu przyję to  zał oż enie, że samolot i jego ukł ady są  doskonale sztywne  z  moż liwoś cią zmian  wychyleń  sterów.  Wprowadzono  nastę pują ce  ukł ady: —  ukł ad samolotowy  —  Ox s y,z s   —  oś x„ skierowana jest wzdł uż osi samolotu do przodu, oś  y s   prostopadle  do  pł aszczyzny  symetrii  na  prawe  skrzydł o,  oś  z s   w  dół   samolotu tak  aby  ukł ad  był   prawoskrę tny; —  ukł ad prę dkoś ciowy  Ox p y p z p   powstał y z  Ox s y,z„  przez  obrót wokół  osi y s   w jej  ujem- nym  kierunku  o  kąt  a; —  ukł ad  opł ywowy  Ox„y o z o   powstał y  z  ukł adu prę dkoś ci owego  przez  obrót  wokół   osi z p   w jej  dodatnim kierunku  o kąt  bocznego  opł ywu / 30 • Ponieważ rozpatruje  się ruch samolotu z punktu widzenia pilota i aparatury kontrolno- sterują cej  znajdują cej  się  n a  samolocie  równania  dynamiki  przedstawiono  w  ukł adzie samolotowym  w  sposób  nastę pują cy: m(£+QW - RV) ~X  = X U +  Ę - . •   du ow 8X dp 3X  8X +8q (1) 8* 356  D-   FARYŃ SKA  i inni 3Y  8Y  8Y  (1) Z Z + + V + W + 8L   3L   8L   BL   8L   8L =   EL   ~  L +  +  + w + + q +du  8v  dw  op  8q I y Q- (Iz- Zx)R  •   P- I yz (R l.k-   (.I x - y)Q X „ „   „   8N   BN   dN   3N   8N   8N •  du  dv  8w  op  oq  dr D o  równ ań  (1)  doł ą czono zwią zki  kinematyczne  prę dkoś ci  ką towych: 0  =   P- Qs'm&tg@- Rcos sin *F) + +  W (cos0s'm0cosW +sin0sinW ), Y ±   =   C/cos 0  sin !F +  F (sin 0  sin (9 sin !F +  cos <Ż> cos f7)  +   ( 3) cos(Ż > cos6>, Wpł yw  silnika  na  dynamikę   ruchu  opisuje  nieliniowe  równanie  róż niczkowe  drugiego rzę du: • t 1 T 3,n+(v l  + r 2 )- A  =   K[Q(t- t 0 )- Q 0 ]- n. Oznaczenia: n —  prę dkość  obrotowa, X u ,  / „ , Z „ , L u ,  M u ,  N u   —  skł adowe  sił  i  momentów  aerodynamicznych,  które  nie  zależą od  mał ych prę dkoś ci  w, v,  w, p,  q,  r. Sił y  te  uwzglę dniają   skł adowe  grawitacji  i  cią gu. dX  dY du  ' - ' du '  " •   ' dM  '  8M_  8N du   y '"'1u~""'1F' pochodne  aerodynamiczne SYM U LAC JA  C YP R OWA  L O T U . . . 357 AQ  =   Q(t- to)- Qo  —  przyrost  wydatku  paliwa, czas  zwł oki  T 0 =   ro(n,  Q, P,  T ), stał e  czasowe:  x x   =   con st,  r 2   =   r 2 (n,  Q,  P,  T ,  M), U, V,  W —skł adowe  prę dkoś ci  liniowej, P,Q,R  —  skł adowe  prę dkoś ci  ką towej, Sił y  (n oś na  P z ,  o po ru  P x   i  o po ru  bocznego  P y )  oraz  m om en ty  (przechylają cy  L ,  poch y- lają cy  M  i  odchylają cy  N )  aerodyn am iczn e' powstają  p o d  dział an iem  opł ywu  st ru m ien ia masy  powietrza  z  prę dkoś cią  V  n a  poszczególnych  elem en tach  sam olotu. D la  pł ata,  kad ł u ba  i  go n d o l: —  ustrzenia  wysokoś ci:  P*  ,  Pf,  M H, —  usterzenia  kieru n ku :  P *,  Py y ,  L ", —  lotek:  L l, —  klap :  AP*J, APk x l ,  AM kl ; —  podwozie;  AP^ - ,  APZ°iw-   M poi™- , —  ham ulce  aerodyn am .  AP\ am,  APh z am , —  podwieszenie  AP*.,  APV Z ,  M p . W  przypadku  ogóln ym  każ dą  z  tych  sił  i  m om en tów m o ż na  przedstawić  w  po st aci P = ± . C?* (. , . . ) M  =  ~ S  •  bcf(. s,  b —  wielkoś ci  charakteryzują ce  kształ t  obiektu cf  (• ,  •   • )>  c f *( "  »  "  ")  bezwymiarowe  współ czynniki  odpowiedn io  sił   i  m o m en t ó w. P onieważ  dostę pne  ch arakterystyki  sam olotu  są  p o d a n e  w  ukł adzie  opł ywowym  bą dź prę dkoś ciowym  zach odzi  kon ieczn ość  transform acji  t ych  dan ych  do  u kł a du  sam o lo - towego. Wyróż n iono  n astę pują ce  m acierze  tran sform acji: T ° F ~ S —  macierz  tran sform acji  współ czynników  sił :  oporu ,  o p o r u  boczn ego  o r a z  sił y noś nej  z  u kł adu  opł ywowego  do  sam olotowego. "VM" —  macierz  tran sform acji  m o m en t ó w:  przechylają cego,  pochylają cego  i  odch yla- ją cego  z  u kł a du  opł ywowego  do  ukł adu  sam olotowego. T £ ~ s —  macierz  tran sform acji  poch odn ych  sił   i  m om en t ó w  aerodyn am iczn ych  wzglę dem prę dkoś ci  liniowych  i  ką towych  z  ukł adu prę dkoś ciowego  d o  sam olotowego. cos a cos/ 30  cos a sin/ ?0  —sin a —sin/ 30  cos/ ?0  0 sin a cos/ 30  sin a sin / 90  sin a T o—sw  — j  co sasin / 30  —sin a cos Po  0 sin a cos / ?0  — si n * sin/ ?0  wsa TP - S  _ ' P  — c o sa  0  —sin a 0  1  0 sin a  0  c o sa 358 D .  FARYŃ SKA  i  inni 4.  Model  badawczy Powyż szy  model  matematyczny  wykorzystano  w  symulacji  cyfrowej  ruchu samolotu. Z  uwagi  n a  trwają ce  prace  konstrukcyjne  kabiny  i  ukł adów  współ pracują cych  przyję to w  pracach  wstę pnych  model  badawczy  (Rys.  2),  którego  celem  jest  ocena  moż liwoś ci realizacji  systemu  obliczeniowego. informocje o wska- zaniach  przyrzq.- ' dow jpoktadówych 0 Danepoczątkowe MERA- 400 Model  pracy przyrzą dów Warunki poczqtkowe Atmosfera wzorcowa M odel dynamiki ruchu i proca silnika. Model sterowania dynamiko, obiektu Zmiana  katów  wychy- lenia sterów  i dź wigni gazu J Rys.  2.  Model  badawczy M odel  badawczy  wykorzystuje  posiadany  zestaw  komputerowy  zł oż ony  z  maszyny cyfrowej  typu MERA- 400  oraz dwóch monitorów a — numerycznych. Poprzez klawiaturę monitora  M l  wprowadzone  są   informacje  dotyczą ce —  parametrów  począ tkowych  lotu, —  zmian  ką tów  wychylenia  sterów  i  dź wigni  gazu. D rugi  monitor  M2  speł nia  rolę   deski  przyrzą dowej  w  kabinie  pilota;  co  pewien  czas wyś wietlane  są   n a nim wskazania  podstawowych  przyrzą dów  pokł adowych jak: —  prę dkoś ciomierz  (V r ,  V p ,  M a ), —  wariometr  (prę dkość  wznoszenia), —  busola  (kurs), —  wysokoś ciomierz  (wysokoś ć ), • — sztuczny  horyzont  (przechylenie,  pochylenie), —  zakrę tomierz  (prę dkość  ką towa  zakrę tu,  ś lizg). D odatkowo  moż liwe  jest  wyś wietlenie  innych  wskazań  przyrzą dów  np.  dotyczą cych pracy  silnika. W  maszynie  zawarte  są   modele  ś ciś le ze  sobą   współ pracują ce —  dynam ika  ruchu pł atowca, —  praca  silnika, —  warunki  począ tkowe, SYM U LAC JA  C YF R OWA  L O T U . . . 359 sterowanie  imitatorami  przyrzą dów  pokł adowych, atmosfera  wzorcowa. Z  modelem  dynamiki  ruchu  zwią zany  jest  model  warunków  począ tkowych.  Podstawę do  okreś lenia  warunków  począ tkowych  dla  nieliniowych  równań  ruchu jest  prawidł owe ustalenie  warunków  równowagi  obiektu  latają cego.  Wią że  się   to  z  aproksymacją   takich parametrówjak  a, P s ,  O,  d B ,  d v ,  d L .  U zyskano to poprzez rozwią zanie  równań  równowagi samolotu  bę dą cych  ukł adem nieliniowych  równań  algebraicznych F t (V,H, a ,P s ...)  =  0,  z =   l,  . . . 6 . Funkcje F t   są   ś ciś le zwią zane  z  przyję tym  modelem dynamiki  ruchu  samolotu i  stanowią sumę  sił  i momentów dział ają cych  n a samolot w stanie  równowagi. Model  atmosfery  wzorcowej  został   opracowany  w  oparciu  o  standardy  M ię dzyna- rodowej  Atmosfery  Wzorcowej.  Model  sterowania  imitatorami przyrzą dów  pokł adowych opracowano  w  oparciu  o „Algorytmy  pracy  wybranych  przyrzą dów  i  systemów  pokł a- dowych TS- 11 „ I skra"  "  —  opracowane  w  ITWL  (nie publ.)  —  ze  wzglę du  na  przyję ty sposób  prezentacji  wyników  nie jest  obecnie  wykorzystywany. Podaj  done pocjzqtkowe Kontrola poprawnoś ci parametrów P1 P3 f  Zegar  J Przygotowanie iritormacji do  wystania Wystanie informacji Przyję cie i kontrola zmian wychyleń sterów Wyznaczenie bież ą- cych wartoś ci ele- mentów sterują cych P2 ńt Aktualne S(^t),Sv(At),SLlAt),S0(At) 1 Prawe strony  ukł adu równań róż niczkowych (przygotowanie) i Rozwią zanie równań róż niczkowych Wpisanie  do bufora bieiqcych parametrów lotu Rys.  3.  Rozwią zanie programowe 360  D .  FARYŃ SKA  i  inni Silnik  został   przedstawiony jako  obiekt  regulacji  prę dkoś ci  obrotowej  przy przepływie paliwa  jako  wielkoś ci  sterują cej. Wykorzystują c  przedstawiony  model  badawczy  opracowano  algorytmy  i  program w ję zyku  M acroassembler  w  oparciu  o  istnieją cy  w  ITWL  specjalizowany  system ope- racyjny. M odel  generowania  dynamiki  ruchu  obiektu  wymaga  nastę pują cych  algorytmów: —  algorytmu  rozwią zywania  ukł adu  nieliniowych  równań  róż niczkowych.  Posłuż ono się   przy  tym  procedurą   cał kowania  metodą   Kutty- M ersona; —  algorytmy  interpolacji  funkcji  cią gł ych  i  aproksymacji; —  algorytmy  obliczania funkcji  trygonometrycznych, pierwiastka  kwadratowego  i innych funkcji  analitycznych. Zgodnie  z  zał oż eniami specjalizowanego  systemu  operacyjnego  program podzielono na  procesory, z  których każ dy posiada ustalony priorytet wykonania i realizuje  okreś lone zadanie.  Transmisja  informacji  nie  zależy  od wykonywanego  aktualnie  zadania. Rozwią - zanie  programowe  przedstawione jest  na  rys.  3.  Wprowadzono  nastę pują cy  podział : Procesor  1 a)  wprowadzenie  danych  począ tkowych  lotu  z  monitora  M l, b)  rozwią zanie  równań  równowagi  dla  danych  począ tkowych, c)  przygotowanie  warunków  począ tkowych  dla  równań  dynamiki, d)  ustawienie  zegara  czasu  rzeczywistego. Procesor  2 Przyję cie  z  monitora  informacji  o  zmianie  wychyleń  elementów  sterują cych  samolotu. Procesor  3 a)  obróbka  informacji  przygotowanej  do  wysł ania, b)  wysł anie  informacji  na  monitor  M2  wg.  zegara  czasu  rzeczywistego. Procesor  4 a)  obliczenie  wartoś ci  prawych  stron  nieliniowego  ukł adu  równań  róż niczkowycĥ b)  rozwią zanie  ukł adu  równań  z  zadanym  krokiem cał kowania, c)  obliczenie  parametrów  przeznaczonych  do  uaktualnienia  parametrów  lotu. 5.  Wnioski Badania  programowe  przeprowadzone  na  minikomputerze  wykazał y,  że  zachodzi konieczność  zmniejszenia  czasu  realizacji  programu  przy  zachowaniu  odpowiedniej dokł adnoś ci.  Moż na  to  osią gnąć  przez: —  uproszczenie  metod  aproksymacji  i  rozwią zywanie  równań  róż niczkowych, —  optymalizację   stosowanych  algorytmów, —  optymalizację   podprogramów. SYMULACJA  CYFROWA  LO T U ...  361 Badania  programowe  wykazał y,  że  o  zbież noś ci  modelu  matematycznego  z  modelem fizycznym  decyduje  dokł adność  zadania  warunków  począ tkowych  dla  ukł adu  równań róż niczkowych  opisują cych  dynamikę   obiektu. P  e 3 io  M   e IIEKtP OBAH   C H M yjI H LJtW:  I I O JI E T A  C AM OJlE TA  T C - 11  „ I T C K P A"  B  .33LI K E M AKP OAC C EM EJIEP B  pa6oTe  npeflCTaBJieHo:  MOflent flH H aiWH KH  n on eia  caiwoJieraj  ero  peajm3aimio  na  EU .BM  H   m&rop. BH3yanH3aiłHH   KHHeMaTH r̂ecKHx  napaMeipoB  n on eia  n pn  noMomn EII,BM S u m m a r y COMPUTER  SIMULATION   OF   TS- 11  „ISKRA"  PLANE  FLIG H T  IN   TERMS O F   M ACROASSEM BLER  LAN G U AG E In  th e  paper  computer  realisation  of  aircraft  flight  dynamic  model  and visualisation  m ethod of kine- matic  parameters  is  presented. Praca  wpł ynę ł a do  Redakcji  dnia  12  lutego  1985  roku