Результаты стендовых испытаний макетного образца системы

Для проведения стендовых испытаний был разработан макетный образец ИСОН. В его состав вошли ИБ на ММД STIM300 норвежской фирмы Sensonor, блок магнитометров из ИБ ADIS16405 ф. Analog Devicesи два приемных модуля СНС 1К-181 отечественной фирмы РИРВ с разнесенными по поперечной оси на базе 23.5 см двумя антеннами. Макетный образец системы устанавливался на одноосевом столе позиционирования и вращения EVO-10 ф. IXblue, обеспечивающем вращение с угловой скоростью около 1Гц и съем первичной информации. Частота съема данных от ММД и магнитометров составляла 1 кГц, а от приемных модулей СНС – 5 Гц.

Формирование 2-х пар вторых разностей фазовых измерений осуществлялось по трем постоянно наблюдаемым навигационным спутникам GPS (один использовался в качестве опорного).

Начальная выставка БИИМ и «грубое» уточнение нулей ММД в пуске осуществлялись с использованием внешней информации как по координатам места и вектору линейной скорости, так и по эталонным значениям курса, тангажа и крена. При этом начальные значения параметров ориентации, полученные с использованием данных инерциального модуля на ВОГ IMU-120 ф. IXblue и инклинометров STIM300 (более точных акселерометров с ограниченным диапазоном) составляли: =71⁰ , =49⁰ , =-2⁰. Кроме того, при включении ПА СНС необходимо было приближенное начальное определение погрешностей опорных генераторов спутниковых приемников для эффективной работы ИСОН по сильносвязанной схеме.

При постобработке данных стендовых испытаний макетного образца системы имитировалось движение ЛА по заданной траектории, т.е. к сигналам акселерометров ИБ STIM300 (из которых исключались значения проекций удельной силы тяжести) добавлялись значения переменного кажущегося ускорения по продольной оси на начальном участке, которое достигает уровня порядка 500…600 м/с², а затем после выключения движителей – отрицательные значения ускорения от торможения в атмосфере. Через 50 с полета прекращался баллистический участок траектории и начинался управляемый полет. При этом данные по навигационным параметрам от ПА СНС использовались на всей траектории полета.

На рис. 2 приведены значения спектральных плотностей погрешностей ММД ИБ STIM300,которые использовались для настройки параметров фильтра Калмана для макетного образца ИСОН.

На рис. 3 приведены результаты решения модельной задачи по определению параметров ориентации ИСОН при использовании в составе БИИМ «виртуальных» прецизионных ММД, погрешности масштабных коэффициентов которых составляли 0.001% - для гироскопов и 0.01% - для акселерометров. При этом не использовались ни магнитометры, ни фазовые измерения СНС.

На рис. 4. приведены погрешности ориентации ИСОН при полунатурных испытаниях с ИБ STIM 300 без использования магнитометров и фазовых измерений СНС.

На рис. 5а…5б приведены результаты решения задачи ориентации в ИСОН при полунатурных испытаниях с ИБ STIM 300 и блоком магнитометров.

На рис. 6а…6в приведены результаты решения задачи ориентации в ИСОН при полунатурных испытаниях с ИБ STIM 300 и использованием фазовых измерений ПА СНС.

Рис. 2. Спектры чувствительных элементов модуля STIM300

Рис.3 Погрешности (град.) ориентации ИСОН с инерциальным модулем на «виртуальных» ММД

Рис. 4. Погрешности (град.) ориентации ИСОН при полунатурных испытаниях с ИБ STIM 300 (без использования магнитометров и фазовых измерений СНС)

Рис. 5а. Погрешности (град.) ориентации ИСОН при полунатурных испытаниях с ИБ STIM 300 и блоком магнитометров

Рис.5б Оценки аномалий магнитного поля в географических осях в условиях стенда

Рис. 6а. Погрешности (град.) ориентации ИСОН при полунатурных испытаниях с ИБ STIM 300 и использованием фазовых измерений ПА СНС

Рис. 6б. Оценка (%) масштабного коэффициента ММГ, установленного по оси вращения, ИБ STIM 300

Рис. 6в. Оценки (м) неоднозначностей фазовых измерений для двух вторых разностей наблюдаемых 3-х навигационных спутников

Следует отметить, что уточнение параметров ориентации с 50 с обусловлено появлением в этот и последующие моменты времени значений удельной силы тяжести в сигналах акселерометров в результате перехода на управляемый участок полета. Что привело к повышению наблюдаемости погрешностей ориентации в разностных измерениях по навигационным параметрам.

Из полученных результатов следует, что использование в составе ИСОН даже достаточно точного ИБ STIM 300 (погрешности масштабных коэффициентов гироскопов составляют 0.02…0.03 %) обеспечивает точность выработки угла крена без привлечения дополнительных измерений на уровне 5⁰…6⁰ для рассматриваемой траектории полета ЛА.

При привлечении магнитометров определяющим является точность оценок аномалий магнитного поля. Благодаря вращению объекта время их оценивания (рис. 5б) лежит в пределах единиц сек.

При использовании фазовых измерений СНС время оценивания погрешности масштабного коэффициента гироскопа, установленного по оси вращения, составляет (рис. 6б) около 25 сек. Определяющим здесь является оценивание остаточной неоднозначности разностных фазовых измерений. Скачки в их оценках (рис. 6в) обусловлены скачками в значениях фаз несущей при смене канала приема в ПА СНС данных наблюдаемых .

Выводы

1. Для объектов с быстрым вращением вокруг продольной оси для обеспечения точности выработки ИСОН с инерциальным модулем на ММД параметров ориентации, прежде всего по углу крена, на уровне 0.5⁰ без привлечения дополнительных измерителей необходимо использование ММГ с погрешностью масштабного коэффициента 0.001…0.0001%, что вряд ли достижимо.

2. При использовании в составе БИИМ на ММД дополнительно блока магнитометров и априорной информации о магнитном поле Земли по траектории полета объекта возможно построение ИСОН с обеспечением требуемого уровня точности по углу крена. При этом из-за вращения объекта эффективно оцениваются аномалии магнитного поля. Однако остается открытым вопрос с точностью оценки аномалий при их изменчивости по траектории полета объекта.

3. Наиболее целесообразно для решения рассматриваемой задачи применение фазовых измерений СНС на разнесенные на уровне длины волны приемные антенны. При этом достаточно наблюдения 2…3-х навигационных спутников, которые все равно необходимы для обеспечения требуемой точности решения навигационной задачи при использовании в составе ИСОН инерциального модуля на ММД.

Литература

1. Водичева Л.В., Алиевская Е.Л., Кокщаров Е.А., Парышева Ю.В. Повышение точности определения угловой скорости быстровращающихся объектов. //Гироскопия и навигация.-2012.-№1(76). -С. 27…41

2. Mickelson W.A. Navigation System for Spinning Projectiles. United States Patent № 6,163,021. Dec. 19, 2000

3. Minor R.R., Rowe D.W. Utilization of a Magnetic Sensor to Compensate a MEMS-IMU/GPS and De-spin Strapdown on Rolling Missiles. United States Patent № 6,208,936. Mar. 27, 2001

4. Vander Velde W., Cafarella J., Tseng H-W., Dimos G., Upadhyay T.GPS-based Measurement of Roll Rate and Roll Angle of Spinning Platforms. Патент США № US2010/0117894 от 15.05.2010

5. Жбанов Ю.К., Алехова Е.Ю., Петелин В.Л., Слезкин Л.Н., Терешкин.А.И.Коррекция масштабного коэффициента датчика угловой скорости БИНС быстровращающегося объекта. 18^th Saint Petersburg International Conference on Integrated Navigation Systems, 30 May, 2011, S.-Petersburg, Russia. – Сб. материалов. -С. 103-104

6. Распопов В.Я. Бесплатформенная инерциальная навигационная система для вращающихся летательных аппаратов. 20^th Saint Petersburg International Conference on Integrated Navigation Systems, 27…29 May, 2013, S.-Petersburg, Russia. – Сб. материалов. - С. 43-46