Л4(24). ИСОН для летательных аппаратов с быстрым вращением вокруг продольной оси

Л4(24). ИСОН для летательных аппаратов с быстрым вращением вокруг продольной оси

Исходные положения

В последнее время при решении задач управления малоразмерными летательными объектами всё большее применение находят бескарданные инерциальные системы ориентации и навигации. Что в первую очередь связано с прогрессом в разработке инерциальных ЧЭ, в частности, микромеханических датчиков, существенным снижением их МГХ и стоимости.

Однако на современном этапе развития ММД автономное функционирование БИИМ на их основе в течение длительного времени при сохранении требуемого уровня точности не представляется возможным. Как уже отмечалось ранее необходимо создание для таких объектов интегрированных инерциально-спутниковых систем. При этом для обеспечения также и высокой помехоустойчивости ИСОН их построение должно осуществляться по сильносвязанной схеме.

Однако в ряде случаев, например для летательных аппаратов и орбитальных космических платформ с вращением вокруг одной из осей, проблема низкого уровня точности современных ММД (погрешности их масштабных коэффициентов находятся на уровне 0.01…1%) становится настолько острой, что без принятия специальных мер не удаётся достичь требуемой точности решения задачи ориентации объекта. То есть выработки углов курса - , тангажа и крена в рамках построения общеизвестных схем ИСОН. В частности, для летательных аппаратов с быстрым вращением вокруг продольной оси (1…20 Гц) остро встаёт проблема, связанная с погрешностью масштабного коэффициента гироскопа, установленного по оси вращения. Для таких объектов погрешность выработки ИСОН угла крена может быть недопустимо большой. Следствием чего может стать потеря управления объектом.

Существуют способы, решающие эту проблему. Основные из них, приведенные в работе [42], включают:

• изоляцию БИИМ от вращения корпуса объекта вокруг продольной оси;
• применение дополнительного одноосного гиростабилизатора по продольной оси [46];
• использование неинерциальных измерений (от магнитометров, фазовых измерений от ПА СНС и др.);
• использование принудительной прецессии и оценку ее параметров по показаниям специально установленных акселерометров.

В патентах [43], [44] предлагается оценивать значения угловой скорости вокруг продольной оси по частоте сигнала, измеряемого магнитометрами, при условии, что направление продольной оси объекта не совпадает с направлением вектора магнитного поля Земли.

Однако проведенные исследования показывают, что такой способ оценки погрешности масштабного коэффициента гироскопа, установленного по продольной оси, оказывается малоэффективен для низких скоростей вращения типа 1 Гц при наличии значительного уровня шумов магнитометров на высокой частоте съема данных.

Известна [45] также схема построения системы ориентации для объектов с быстрым вращением вокруг продольной оси. Данная система обеспечивает решение задачи ориентации объекта по углу и угловой скорости крена с привлечением фазовых измерений СНС на разнесенные по окружности в поперечной плоскости объекта 4-е приемные антенны. При этом используется короткая база между антеннами менее длины волны, что практически исключает необходимость решения проблемы оценки неоднозначности фазовых измерений. При этом открытым остается вопрос с обеспечением точности по курсу.

Рассмотрим задачу определения параметров ориентации объекта при интеграции данных БИИМ на ММД и ПА СНС в рамках сильносвязанной ИСОН. В качестве подвижного объекта будем рассматривать летательный аппарат (ЛА) с вращением вокруг продольной оси, часть траектории полета которого является баллистической [47]. Полагаем, что полет осуществляется в пределах атмосферы.

В качестве дополнительной информации будем использовать либо данные блока магнитометров и априорные данные о параметрах магнитного поля Земли, либо фазовые измерения ПА СНС на разнесенные антенны (рис. 4.3.1).

Рис. 1. Блок-схема размещения ИБ БИИМ и приемных антенн СНС на объекте

Полагаем, что для получения исходной информации о фазе несущей используются установленные на объекте три приемные антенны СНС с тремя стандартными приемниками, каждый из которых имеет один вход для подключения антенны. При этом опорная антенна вместе с измерительным блоком БИИМ на ММД устанавливается в носовой части объекта по оси вращения, а две других с максимально возможным отстоянием по продольной оси от опорной антенны расположены по окружности со смещением 180⁰ в поперечной плоскости.

Для исследования алгоритмов работы рассматриваемой ИСОН и оценки точности решения задач ориентации и навигации ЛА была разработана в пакете Matlab (Simulink) имитационная модель функционирования ИСОН, включающая:

• имитационную модель движения группировки навигационных спутников по орбитам, близким к круговым, которая содержит формирование параметров поступательного движения ц.м. в геоцентрической гринвичской системе координат ПЗ-90 (эфемеридной информации для каждого ) с учетом принятой модели гравитационного поля Земли;

• имитационную модель движения ЛА, которая содержит задание параметров как поступательного движения его ц.м. (ускорения, линейные скорости, географические и декартовые координаты в гринвичской системе координат ПЗ-90), так и вращательного - относительно ц.м.;
• формирование выходных данных «виртуального» ИБ БИИМ на базе текущих истинных значений векторов угловой скорости и кажущегося ускорения точки размещения ИБ на объекте (восстановленных из модели движения ЛА) с использованием моделей погрешностей гироскопов и акселерометров, учитывающих результаты их стендовых испытаний;
• дискретные рекуррентные алгоритмы основных функциональных задач БИИМ;

• задачу фильтрации (задачу совместной обработки с использованием алгоритмов обобщенного фильтра Калмана данных БИИМ и ПА СНС), содержащую:

- формирование по модельным данным движения и объекта и с учетом модели погрешностей ПА СНС измеренных значений псевдодальностей и радиальных скоростей для каждого , а также навигационных параметров;

- формирование по данным БИИМ и эфемеридной информации расчетных значений дальности и радиальной скорости для каждого ;

- формирование разностных измерений на уровне значений псевдодальностей и радиальных скоростей для каждого и их линеаризацию относительно текущих расчетных значений координат места и скорости объекта;

- формирование и описание разностных измерений для магнитного поля Земли;

- формирование и описание разностных фазовых измерений для пары ;

- вычисление оценок погрешностей БИИМ и ПА СНС и их коррекция в обратной связи на каждом шаге решения задачи фильтрации;

Для оценки точности макетного образца рассматриваемой ИСОН, разработанной в ЦНИИ «Электроприбор», при обработке в пакете Matlab (Simulink) в камеральном режиме реальных данных испытаний системы была разработана соответствующая модель ее функционирования. Отличием данной модели является то, что на ее входе вместо имитационных выходных данных ИБ БИИМ, магнитометров и ПА СНС поступают массивы данных их стендовых испытаний.

Модельная траектория полета рассматриваемого объекта имитируется наличием переменного кажущегося ускорения по продольной оси на начальном участке, которое достигает уровня порядка 500…600 м/с², а затем после выключения движителей – торможением в атмосфере. Угловая скорость вращения вокруг продольной оси составляет около 1 Гц. Через 50 с полета прекращается баллистическая траектория и начинается управляемый полет.

Исходя из принятой траектории движения ц.м. объекта с известными значениями составляющих вектора линейной скорости в осях сопровождающего географического трехгранника и географических координат , а также согласно заданному угловому движению относительно ц.м. по параметрам ориентации (курсу - , тангажу и крену ) формировались истинные значения векторов кажущегося ускорения и угловой скорости . Эти данные должны измеряться микромеханическими датчиками БИИМ.

Для формирования приборных значений векторов кажущегося ускорения и угловой скорости на траектории полета к их модельным значениям добавлялись значения сигналов акселерометров и гироскопов измерительного блока БИИМ, полученные при стендовых испытаниях, за вычетом из них соответственно ускорения силы тяжести и угловой скорости вращения Земли.

За основу для построения алгоритмического обеспечения рассматриваемой ИСОН были взяты алгоритмы работы интегрированной системы, приведенной в разделе 4.1.

В качестве входных данных для решения задачи фильтрации здесь используются известные разностные скоростные и позиционные измерения по первичным навигационным параметрам для каждого из наблюдаемых .

Однако, как отмечалось выше, данных измерений при построении ИСОН с БИИМ на современных ММД для рассматриваемых ЛА совершенно недостаточно. Необходимо привлечение дополнительной информации.

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

Л4(24). ИСОН для летательных аппаратов с быстрым вращением вокруг продольной оси

Исходные положения

В последнее время при решении задач управления малоразмерными летательными объектами всё большее применение находят бескарданные инерциальные системы ориентации и навигации. Что в первую очередь связано с прогрессом в разработке инерциальных ЧЭ, в частности, микромеханических датчиков, существенным снижением их МГХ и стоимости.

Однако на современном этапе развития ММД автономное функционирование БИИМ на их основе в течение длительного времени при сохранении требуемого уровня точности не представляется возможным. Как уже отмечалось ранее необходимо создание для таких объектов интегрированных инерциально-спутниковых систем. При этом для обеспечения также и высокой помехоустойчивости ИСОН их построение должно осуществляться по сильносвязанной схеме.

Однако в ряде случаев, например для летательных аппаратов и орбитальных космических платформ с вращением вокруг одной из осей, проблема низкого уровня точности современных ММД (погрешности их масштабных коэффициентов находятся на уровне 0.01…1%) становится настолько острой, что без принятия специальных мер не удаётся достичь требуемой точности решения задачи ориентации объекта. То есть выработки углов курса - , тангажа и крена в рамках построения общеизвестных схем ИСОН. В частности, для летательных аппаратов с быстрым вращением вокруг продольной оси (1…20 Гц) остро встаёт проблема, связанная с погрешностью масштабного коэффициента гироскопа, установленного по оси вращения. Для таких объектов погрешность выработки ИСОН угла крена может быть недопустимо большой. Следствием чего может стать потеря управления объектом.

Существуют способы, решающие эту проблему. Основные из них, приведенные в работе [42], включают:

• изоляцию БИИМ от вращения корпуса объекта вокруг продольной оси;
• применение дополнительного одноосного гиростабилизатора по продольной оси [46];
• использование неинерциальных измерений (от магнитометров, фазовых измерений от ПА СНС и др.);
• использование принудительной прецессии и оценку ее параметров по показаниям специально установленных акселерометров.

В патентах [43], [44] предлагается оценивать значения угловой скорости вокруг продольной оси по частоте сигнала, измеряемого магнитометрами, при условии, что направление продольной оси объекта не совпадает с направлением вектора магнитного поля Земли.

Однако проведенные исследования показывают, что такой способ оценки погрешности масштабного коэффициента гироскопа, установленного по продольной оси, оказывается малоэффективен для низких скоростей вращения типа 1 Гц при наличии значительного уровня шумов магнитометров на высокой частоте съема данных.

Известна [45] также схема построения системы ориентации для объектов с быстрым вращением вокруг продольной оси. Данная система обеспечивает решение задачи ориентации объекта по углу и угловой скорости крена с привлечением фазовых измерений СНС на разнесенные по окружности в поперечной плоскости объекта 4-е приемные антенны. При этом используется короткая база между антеннами менее длины волны, что практически исключает необходимость решения проблемы оценки неоднозначности фазовых измерений. При этом открытым остается вопрос с обеспечением точности по курсу.

Рассмотрим задачу определения параметров ориентации объекта при интеграции данных БИИМ на ММД и ПА СНС в рамках сильносвязанной ИСОН. В качестве подвижного объекта будем рассматривать летательный аппарат (ЛА) с вращением вокруг продольной оси, часть траектории полета которого является баллистической [47]. Полагаем, что полет осуществляется в пределах атмосферы.

В качестве дополнительной информации будем использовать либо данные блока магнитометров и априорные данные о параметрах магнитного поля Земли, либо фазовые измерения ПА СНС на разнесенные антенны (рис. 4.3.1).

Рис. 1. Блок-схема размещения ИБ БИИМ и приемных антенн СНС на объекте

Полагаем, что для получения исходной информации о фазе несущей используются установленные на объекте три приемные антенны СНС с тремя стандартными приемниками, каждый из которых имеет один вход для подключения антенны. При этом опорная антенна вместе с измерительным блоком БИИМ на ММД устанавливается в носовой части объекта по оси вращения, а две других с максимально возможным отстоянием по продольной оси от опорной антенны расположены по окружности со смещением 180⁰ в поперечной плоскости.

Для исследования алгоритмов работы рассматриваемой ИСОН и оценки точности решения задач ориентации и навигации ЛА была разработана в пакете Matlab (Simulink) имитационная модель функционирования ИСОН, включающая:

• имитационную модель движения группировки навигационных спутников по орбитам, близким к круговым, которая содержит формирование параметров поступательного движения ц.м. в геоцентрической гринвичской системе координат ПЗ-90 (эфемеридной информации для каждого ) с учетом принятой модели гравитационного поля Земли;

• имитационную модель движения ЛА, которая содержит задание параметров как поступательного движения его ц.м. (ускорения, линейные скорости, географические и декартовые координаты в гринвичской системе координат ПЗ-90), так и вращательного - относительно ц.м.;
• формирование выходных данных «виртуального» ИБ БИИМ на базе текущих истинных значений векторов угловой скорости и кажущегося ускорения точки размещения ИБ на объекте (восстановленных из модели движения ЛА) с использованием моделей погрешностей гироскопов и акселерометров, учитывающих результаты их стендовых испытаний;
• дискретные рекуррентные алгоритмы основных функциональных задач БИИМ;

• задачу фильтрации (задачу совместной обработки с использованием алгоритмов обобщенного фильтра Калмана данных БИИМ и ПА СНС), содержащую:

- формирование по модельным данным движения и объекта и с учетом модели погрешностей ПА СНС измеренных значений псевдодальностей и радиальных скоростей для каждого , а также навигационных параметров;

- формирование по данным БИИМ и эфемеридной информации расчетных значений дальности и радиальной скорости для каждого ;

- формирование разностных измерений на уровне значений псевдодальностей и радиальных скоростей для каждого и их линеаризацию относительно текущих расчетных значений координат места и скорости объекта;

- формирование и описание разностных измерений для магнитного поля Земли;

- формирование и описание разностных фазовых измерений для пары ;

- вычисление оценок погрешностей БИИМ и ПА СНС и их коррекция в обратной связи на каждом шаге решения задачи фильтрации;

Для оценки точности макетного образца рассматриваемой ИСОН, разработанной в ЦНИИ «Электроприбор», при обработке в пакете Matlab (Simulink) в камеральном режиме реальных данных испытаний системы была разработана соответствующая модель ее функционирования. Отличием данной модели является то, что на ее входе вместо имитационных выходных данных ИБ БИИМ, магнитометров и ПА СНС поступают массивы данных их стендовых испытаний.

Модельная траектория полета рассматриваемого объекта имитируется наличием переменного кажущегося ускорения по продольной оси на начальном участке, которое достигает уровня порядка 500…600 м/с², а затем после выключения движителей – торможением в атмосфере. Угловая скорость вращения вокруг продольной оси составляет около 1 Гц. Через 50 с полета прекращается баллистическая траектория и начинается управляемый полет.

Исходя из принятой траектории движения ц.м. объекта с известными значениями составляющих вектора линейной скорости в осях сопровождающего географического трехгранника и географических координат , а также согласно заданному угловому движению относительно ц.м. по параметрам ориентации (курсу - , тангажу и крену ) формировались истинные значения векторов кажущегося ускорения и угловой скорости . Эти данные должны измеряться микромеханическими датчиками БИИМ.

Для формирования приборных значений векторов кажущегося ускорения и угловой скорости на траектории полета к их модельным значениям добавлялись значения сигналов акселерометров и гироскопов измерительного блока БИИМ, полученные при стендовых испытаниях, за вычетом из них соответственно ускорения силы тяжести и угловой скорости вращения Земли.

За основу для построения алгоритмического обеспечения рассматриваемой ИСОН были взяты алгоритмы работы интегрированной системы, приведенной в разделе 4.1.

В качестве входных данных для решения задачи фильтрации здесь используются известные разностные скоростные и позиционные измерения по первичным навигационным параметрам для каждого из наблюдаемых .

Однако, как отмечалось выше, данных измерений при построении ИСОН с БИИМ на современных ММД для рассматриваемых ЛА совершенно недостаточно. Необходимо привлечение дополнительной информации.