№ 2 (2025)

Предложен универсальный аналитический метод построения регуляторов по выходу для линейных стационарных систем четвертого порядка с двумя управляющими входами и двумя наблюдаемыми выходами, не зависящий от соотношений между индексами управляемости и наблюдаемости. Метод не требует выполнять декомпозицию или редукцию системы и может применяться для любых модально управляемых по выходу систем четвертого порядка, в том числе для неприводимых к управлению (наблюдению) с одним входом (выходом). Метод основан на линейной матричной зависимости характеристического полинома замкнутой системы управления от коэффициентов и определителя матрицы регулятора по выходу. Предлагаемый подход представляет собой необходимое и достаточное условие для регулятора по выходу – позволяет определить все возможные матрицы регуляторов и условия их существования. Сформулирован и доказан новый алгебраический критерий полной модальной управляемости по выходу. Приведены примеры применения подхода к управлению авиационными и космическими системами по линеаризованным моделям, представленным в числовом и символьном виде.

В аналитическом виде построено решение трехмерной задачи оптимального быстродействия для точечного объекта, движущегося в вязкой среде под действием ограниченной по модулю управляющей силы при наличии однородной силы тяжести. Для общего случая найдены выражения в элементарных функциях, включающие в себя два неизвестных постоянных вектора, которые должны быть найдены из граничных условий. В случае, когда конечное положение объекта не задано, в аналитическом виде найдены все неизвестные векторы. Приведен пример использования полученных соотношений, для которого все необходимые физические величины заменены одним безразмерным параметром.

Рассматривается задача быстродействия дискретной линейной нестационарной системы переменной размерности, множества допустимых значений управления которой представляют собой выпуклые компакты. Предполагается, что заданы опорные функции этих множеств. На первом этапе решения задачи находится минимальное время достижения заданного конечного состояния, на втором – строится управление, приводящее систему в это конечное состояние за найденное время. В алгоритме решения задачи используются только заданные опорные функции.

Разработаны однопериодные и многопериодные модели оценки эффективности проектов, связанных с созданием производственных предприятий в условиях как детерминированного задания параметров этих моделей, так и с учетом неопределенности показателей. Предложено использование метода ветвей и границ, основанного на направленном переборе с итерационным вычислением верхних и нижних текущих оценок функционала, для решения задачи выбора оптимального выпуска конечной продукции. Рассмотрены подходы к анализу устойчивости оптимальных решений при изменении параметров модели и критерия оптимальности модели. Представлена методика количественной оценки возможных рисков производственных программ. Применение разработанных методов и моделей обеспечит возможность принятия управленческих решений в условиях наличия факторов риска и неопределенности, повышение эффективности реализации проектного управления на производственных предприятиях.

Посвящена развитию принципов построения аппаратной архитектуры нейросетевых вычислителей, применяемых в качестве ускорителей и сопроцессоров, для реализации экспертных и интеллектуальных систем в объектах с высокой степенью критичности, в том числе в бортовом оборудовании воздушных судов. Разработана модель нейросетевого вычислителя, построенного на базе кристалла FPGA, которая позволяет динамически развертывать на его основе искусственные нейронные сети без необходимости перепрограммирования самого кристалла FPGA. Описаны принципы развертывания и обучения нейросети с помощью представленного нейросетевого вычислителя. Приведен пример его использования в экспертной системе, осуществляющей анализ состояния бортовой информационно-вычислительной сети воздушного судна на предмет возникновения нештатных ситуаций в реальном масштабе времени и выполняющей парирование возникающих отказов методом динамической реконфигурации.

Бесплатформенные инерциальные навигационные системы входят в состав систем управления различных подвижных объектов. От их точности зависят возможности автономной навигации объекта и, в значительной мере, архитектура его системы управления. Одним из основных факторов, влияющих на точность навигационной системы, являются инструментальные погрешности ее чувствительных элементов. При этом навигационные ошибки зависят не только от абсолютных величин инструментальных погрешностей, но и от сочетания компонент инструментальных погрешностей и траектории движения объекта.

Рассмотрен метод, позволяющий для постоянных инструментальных погрешностей найти область в пространстве инструментальных погрешностей, для любой точки которой позиционные ошибки бесплатформенной инерциальной навигационной системы гарантированно находятся в заданном допуске. Этот же метод выявляет наиболее существенные источники навигационных ошибок.

Рассматривается задача стабилизации программных траекторий пространственного движения квадрокоптера как твердого тела. Для синтеза стабилизирующего управления используется метод линеаризации обратной связью по состоянию. Программная траектория строится для трех координат пространственного движения центра масс квадрокоптера и его вращательного движения по углу рысканья на основе полиномов третьего порядка, зависящих от времени, с учетом ограничений на координаты, скорости и ускорения в течение всего процесса движения. Работоспособность предложенного закона управления проверена при помощи численного моделирования и экспериментально на квадрокоптере Parrot Mambo с помощью пакета MATLAB/Simulink.

Решена задача о максимальной ширине зоны, запрещенной для наступания, которую n-ногий робот может преодолеть в режиме статической устойчивости. Для шестиногого и четырехногого роботов указаны следовые последовательности постановки ног робота, обеспечивающие достижение значения максимальной ширины зоны. Приведены результаты компьютерного моделирования.