Содержание к диссертации
Введение
1. Обзор малоразмерных бпла. концепция конструкции БПЛА
1.1. Обоснование выбора класса малоразмерных БПЛА для изучения 14
1.2. Аэродинамическая компоновка малоразмерных БПЛА 17
1.3. Комплексированные системы ориентации и навигации БПЛА 22
1.4. Авионика малоразмерных БПЛА
1.4.1. Способы управления полетом 30
1.4.2. Способы определения координат 32
1.4.3. Полёт по контрольным точкам и прохождение точки 33
1.4.4. Режимы управления БПЛА и варианты реализации автопилота 36
1.4.5. Способы угловой стабилизации БПЛА
1.5. Отличия концепций проектирования военных и гражданских БПЛА 38
1.6. Концепция интегрированной модульной авионики (ИМА) 40
1.7. Реализация ИМА в аппаратуре БПЛА 44
1.7.1. Устройство НАУ малоразмерных БПЛА 47
1.8. Системы ориентации БПЛА 48
Выводы 51
2. Пирометрическая система ориентации (вертикаль) 52
2.1. Принцип действия пирометрической вертикали 52
2.2. Определение требований к элементному составу пирометрической вертикали и технических ограничений 54
2.3. Определение углов ориентации пирометрической вертикалью с четырьмя пирометрами 61
2.4. Определение углов ориентации пирометрической вертикалью с шестью пирометрами 65
2.5. Устранение взаимовлияния углов крена и тангажа применением шести пирометров 69
2.6. Оценка погрешности ПВ 72
2.6.1 Определение рабочих характеристик пирометра и ПВ 72
2.6.2. Модель ПВ и коррекция её рабочей характеристики 74
2.7. Экспериментальное исследование пирометрической вертикали 78
2.8. Цифровая обработка сигналов пирометрической вертикали. Компенсация шума 84
2.9. Интегрирование в пирометрическую вертикаль магнитного датчика курса 2.10. Комплексирование пирометрической вертикали с инерциальными элементами 89
2.11. Схема глубокого комплексирования способом фильтрации 93
2.12. Комплексирование по слабосвязанной схеме способом компенсации 111
2.13. Разработка метода подавления помех в комплексированной системе по
каналу пирометрической вертикали 117
Выводы 121
3. Анализ и синтез системы бпла-автопилот 123
3.1. Уравнения движения и передаточные функции БПЛА 123
3.2. Аэродинамика планера БПЛА 126
3.3. Аэродинамические коэффициенты 127
3.4. Методика виртуальной продувки 129
3.5. Геометрические параметры и профили крыльев 131
3.6. Ускорение моделирования методом уменьшения модели 133
3.7. Аналитическая проверка коэффициентов 137
3.8. Математическая модель рулевого привода 142
3.9. Определение параметров рулевого привода
3.10. Исследование динамики рулевого привода аэродинамического руля. 146
3.11. Экспериментальная проверка коэффициентов 149
Выводы 154
Заключение 155
Список использованных источников
- Авионика малоразмерных БПЛА
- Способы угловой стабилизации БПЛА
- Устранение взаимовлияния углов крена и тангажа применением шести пирометров
- Ускорение моделирования методом уменьшения модели
Введение к работе
Актуальность работы. В настоящее время в России, как и за рубежом, стремительно развивается новое направление науки и техники – разработка миниатюрных беспилотных летательных аппаратов (мини- и микро-БПЛА) и авионики для них. Первым подобным мини-БПЛА стал американский «Pointer» («Указатель»), построенный по авиамодельной технологии, с размахом крыльев около 2-х метров, снабжённый чёрно-белой видеокамерой и запускаемый с руки. В различных модификациях «Pointer» выпускался в США в конце 80-х – начале 90-х годов прошлого века. Аналогичным ему является отечественный комплекс БПЛА «Пчела», разработка которого началась несколько ранее.
Хотя тяжёлые и дорогие БПЛА аэродромного базирования по-прежнему развиваются и производятся (примерами могут служить американский «Global Hawk», применявшийся в войне с Грузией (на стороне Грузии) израильский «Hermes-450», а также отечественные Ту-243 «Рейс-Д», Ту-300 «Коршун-У»), основная масса выпускаемых в мире и набирающих популярность БПЛА относится к классу мини (взлётная масса около 10 кг) и микро (взлётная масса до 5 кг) БПЛА. Работающие в Ираке солдаты армии США имеют комплекс «Dragon Eye» («Глаз Дракона») почти в каждом отряде. Благодаря малому размеру, изготовлению из композитов и применению электрических двигателей такие БПЛА имеют минимальную визуальную, радио и акустическую заметность, что делает их неуязвимыми для стрелкового и зенитно-ракетного вооружения. Это позволяет мини-БПЛА летать ниже, а значит, иметь на борту более простую и дешёвую видеоаппаратуру (или иную полезную нагрузку). Стоимость такого БПЛА приближается к стоимости артиллерийского снаряда, что позволяет не жалеть БПЛА, добывая разведданные ценой его «жизни» или отправляя БПЛА «в один конец» на максимальную дальность для наведения по его показаниям артиллерии, ракет или пехоты. Но главным достоинством мини и микро-БПЛА является независимость от взлётных полос. Такие БПЛА запускаются с руки (изредка с катапульты, установленной на легковом автомобиле), садятся на неподготовленную поверхность (в снег или траву) и в разобранном виде могут переноситься одним-двумя пехотинцами в рюкзаках. В современной армии, действующей малыми высокомобильными группами, это свойство нельзя переоценить.
Мини-БПЛА также обретают популярность в гражданской сфере, где большие БПЛА аэродромного базирования традиционно были недоступны как финансово, так и юридически. За рубежом мини-БПЛА используются для охраны сельхозугодий, картографии, дистанционного химико-физического анализа, контроля всхожести и спелости урожая, химической обработки. Примером этому служат японские БПЛА-вертолёты для фермеров Yamaha RMAX. В России подобная практика только-только начинает внедряться отдельными организациями (например, кампанией «Фруктовый Сад», ФГОУ ВПО МичГАУ и др.).
Стремительно развивающееся направление мини- и микро-БПЛА требует разработки информационно-измерительных систем (ИИС), необходимых для определения параметров ориентации БПЛА в пространстве, построенных на различных физических принципах. Развитие микросистемной техники, в частности появление микромеханических акселерометров (ММА) и гироскопов (ММГ), позволяет создавать малогабаритные ИИС ориентации, обладающие малыми массой и габаритами, например бесплатформенные системы ориентации (БСО). Однако все ММГ и ММА (и российские, и зарубежные) все еще уступают по точности и шумовым характеристикам обычным гироскопам и акселерометрам. Кроме того, они обладают нарастающей погрешностью в автономном режиме работы (без коррекции по ММА или сигналам спутниковой навигационной системы, входящей обычно в состав БСО), что вынуждает искать альтернативные способы построения систем ориентации (СО) или коррекции БСО. Одним из таких способов является пирометрический метод ориентации.
Идея применения пирометрического датчика горизонта внутри атмосферы Земли на летательных аппаратах (ЛА) была впервые высказана в патенте США №6,181,989, зарегистрированном 30 января 2001г. В патенте описан принцип определения углового положения по разности температур Земли и небосвода, расположение пирометров вдоль строительных осей ЛА и простейшая формула вычисления углового положения по показаниям датчиков. Патент, очевидно, нацелен на коммерческую защиту результата исследований и не отражает в достаточной мере сведений, необходимых для повторения и улучшения конструкции пирометрической вертикали (ПВ). Одновременно, с 2001 года, фирмой FMA Inc (США, Мериленд), со ссылкой на упомянутый патент, выпускается авиамодельный автопилот «Co-Pilot CPD4» с пирометрическим датчиком, предназначенный для обучения начинающих авиамоделистов, а с августа 2007 года полиция провинции Онтарио (Канада) использует БПЛА FIU-301 с ПВ этой же фирмы. Также на рынках США и Европы присутствуют различные автопилоты частных фирм с ПВ, предназначенные для использования как на авиамоделях, так и на БПЛА (ArduPilot, Paparazzi UAS, RangeVideo FPV и др.). Разумеется, принципов функционирования своих изделий они также не раскрывают, но растущий интерес к ПВ за рубежом очевиден.
В современной России существует как минимум 7 частных фирм, позиционирующих себя как производители БПЛА. Среди них концерн Вега, ТеКнол, Zala, Иркут, Транзас, Аэрокон, Новик XXI век. Продукция этих фирм охватывает БПЛА массой от 0,25кг («Инспектор К-01» производства Аэрокон) до 640кг («Дозор-600» производства Транзас), но ни один из серийно выпускаемых в РФ БПЛА не содержит в своём составе СО с пирометрическими датчиками. Также перечисленные фирмы не публикуют материалов об устройстве и конструкции своих БПЛА (за малым исключением НПКЦ "Новик XXI век") и данная тематика недостаточно отражена в отечественной научно-технической литературе.
Аппаратная простота и дешевизна пирометров, их высокая чувствительность, малый вес, возможность работы при больших линейных и угловых ускорениях, отсутствие накапливаемой во времени погрешности измерения и практически мгновенное время готовности делает идею использовать данные датчики для определения параметров ориентации мини- и микро-БПЛА весьма привлекательной. Поэтому задача исследования пирометрических информационно-измерительных и управляющих систем мини- и микро-БПЛА представляется весьма актуальной. Актуальной является также задача разработки концепции современного мини- и микро-БПЛА на базе ПВ, пригодного для военной и гражданской сфер применения, а также методики проектирования такого БПЛА.
Объектом исследования является малоразмерная ИИС пирометрического типа для определения углов тангажа и крена БПЛА.
Предметом исследования являются математические описания, алгоритмы функционирования, способы повышения точности и проектировочные зависимости ИИС пирометрического типа для определения параметров ориентации БПЛА.
Целью работы является разработка теоретических основ проектирования микросистемной авионики микро- и мини-БПЛА, включающих вывод концепции и методики проектирования авионики с учётом аэродинамических характеристик планера БПЛА и характеристик ИИС пирометрического типа.
Методы исследований. Для решения поставленной задачи использовался комплексный метод исследования, который характеризуется применением аналитических методов, теории генетического программирования и генетических алгоритмов, теории оптимальной фильтрации, методов математического моделирования с применением ЭВМ, методов физического моделирования в лабораторных условиях и натурных экспериментов.
Теоретические предпосылки к разработке подобных систем были созданы трудами отечественных и зарубежных ученых: Барабанова А.А., Валиева А.В., Веремеенко К.К., Измайлова Е.А., Корнушенко А.В., Красильщикова М.Н., Лебедева Г.Н., Лохина В.М., Панарина В.М., Парамонова П.П., Распопова В.Я., Сабо Ю.И., Салычева О.С., Себрякова Г.Г., Северова Л.А., Солдаткина В.М., Степанова О.А., Сушкевич Т.А., Тимошенкова С.П., Федосова Е.А., Чистякова Н.В., Caruso M.J., Cocatre-Zilgien J-H., Gwozdecki J-A., Lowrance C-J., Taylor B. и др.
Научная новизна работы:
-
Концепция интегрированной модульной авионики (ИМА) современного БПЛА, структура и элементный состав ИМА.
-
Математическое и экспериментальное обоснование возможности применения пирометров для задач определения угловой ориентации БПЛА.
-
Математическая модель ПВ. Способ аппроксимации сигнала ПВ противовесной функцией.
-
Шумовая характеристика ПВ (зависимость шума от значения температурного градиента; зависимость градиента от погодных условий; экспериментально определённые граничные погодные условия, пригодные для работы ПВ).
-
Способы комплексирования ПВ с инерциальными и магнитными датчиками.
-
Методика проектирования авионики БПЛА с учётом параметров планера и параметров ИИС пирометрического типа, в рамках которой аэродинамические коэффициенты планера определяются методом «виртуальной продувки».
Практическая ценность и реализация результатов работы заключается в разработке теоретических основ построения, математического описания, алгоритмов функционирования и способов повышения точности ИИС пирометрического типа для определения параметров ориентации БПЛА. Полученные в работе математические модели и методы комплексирования могут быть использованы для оценки точности ИИС пирометрического типа и при проектировании таких систем. Разработано два прототипа ИИС пирометрического типа и комплект авионики для работы в составе учебного БПЛА (УБПЛА), созданного и внедрённого в учебный процесс Мичуринского государственного аграрного университета (МичГАУ) по специальности «Садово-парковое и ландшафтное строительство» по дисциплине «Аэрокосмические методы зондирования земной поверхности».
Апробация работы. Основные результаты, представленные в диссертационной работе, докладывались и обсуждались на следующих семинарах и конференциях: XVI Международном научно-техническом семинаре «Современные технологии в задачах управления, автоматики и обработки информации», сентябрь 2007г. Крым, г. Алушта; Конференции 2-го Московского международного форума «Беспилотные многоцелевые комплексы в интересах ТЭК» «UVS-TECH 2008» январь 2008г., Москва; XV Санкт-Петербургской международной конференции по интегрированным навигационным системам, 26–28 мая 2008г., г. Санкт-Петербург; I Международной научно-практической конференции «Интеллектуальные машины», апрель 2009г., г. Москва, МГТУ «МАМИ»; III международной выставке-Интернет-конференции «энергообеспечение и строительство», ноябрь 2009г, г. Орёл; XVII Санкт-Петербургской международной конференции по интегрированным навигационным системам, 31 мая – 2 июня 2010г., г. Санкт-Петербург;
Авионика малоразмерных БПЛА
Изучение отечественных и зарубежных систем БПЛА показало, что катапультный запуск не удобен в силу необходимости перевозки катапульты на транспортном средстве (например, мини-БПЛА «ГраНТ» производства фирмы «Новик XXI век» (РФ) массой 10кг, сопровождает автомашина УАЗ с пусковой установкой), тогда как запускаемый с руки БПЛА может переноситься в рюкзаке вместе с АУиС. Посадка на парашюте чревата разрушением БПЛА. Комплексы с парашютной посадкой имеют ресурс 5-Ю вылетов (Пчела-IT, Ту-143 «Рейс» и т.п.). Производители идут на разные ухищрения для повышения ресурса таких БПЛА. Например, фирма «Blue Bird Aero Systems» (Израиль) применила в своём БПЛА «MicroB» модульный фюзеляж на одноразовых пластиковых заклёпках. При посадке на парашюте заклёпки разрушаются и фюзеляж разламывается по модулям. После замены заклёпок в полевых условиях БПЛА может быть вновь собран и продолжить полёты. Однако это не отменяет необходимости иметь запасные контейнеры с парашютом или умения оператора его складывать и заряжать. Спуск БПЛА на парашюте демаскирует позиции операторов.
Таким образом, современный малоразмерный БПЛА должен запускаться с руки и без последствий «переживать» многократные посадки «на брюхо». Для запуска БПЛА с руки человеком со средним физическим развитием, согласно [42], масса БПЛА не должна превышать 4 (по данным РФ и США) или 6 (по данным Франции) килограмм. Такой вид посадки применён в большинстве современных БПЛА, например стоящих на вооружении армии США БПЛА «Dragon Eye» и RQ-11 «Raven».
Посадка «на брюхо» подразумевает эластичный упругий фюзеляж. Для БПЛА массой менее 2 кг оптимально применение фюзеляжей из карбона, полученных вакуумной инфузией (подобная технология применяется при создании БПЛА К-01, ZALA, MicroB). Такая технология позволяет строить прочные фюзеляжи с объёмными полостями, внутри, что и определяет её популярность среди микро-БПЛА. Однако для БПЛА большей массы и габарита применение карбоновых фюзеляжей чревато ростом веса и повреждениями при посадке. В последнее время набирают популярность цельнолитые фюзеляжи из вспененного материала. Такой фюзеляж может быть отлит из «элапора» или «ЭПП» (Экструзионный Поли Пропилен). Материальг напоминают пенопласт, но, в отличие от него, не крошатся и обладают запасом упругости, позволяющим БПЛА неоднократно совершать жёсткие посадки на неподготовленной поверхности. Такие фюзеляжи редко разрушаются, а если и разрушаются, то крупными элементами. Поэтому легко ремонтируются склейкой по месту разрыва. «ЭПП» обладает свойством восстановления первоначальной формы после обработки водяным паром. Таким образом, фюзеляжи из «ЭПП» обладают не только большей упругостью, простотой изготовления и меньшей массой, но и лучшей ремонтопригодностью, чем фюзеляжи из карбона.
ТТХ БПЛА существенно зависят от типа применённого двигателя. Примером может служить комплекс «БРАТ» производства компании «Новик XXI век» (РФ) [50]. БПЛА БРАТ-ЭЛЛА имеет электрический двигатель и дальность полета (5-40) км. - с возвратом БПЛА, либо 20 км. - без возврата БПЛА. Комплекс с БПЛА БРАТ-2 имеет ДВС на метаноле и дальность полета 30 км. - с возвратом и 90 км. - без возврата БПЛА. Планер и бортовое оборудование обоих БПЛА идентично. Однако электродвигатели, особенно бесколлекторные, с КПД более 80%, вкупе с современными литий-ионными аккумуляторами набирают всё большую популярность среди производителей БПЛА.
Для защиты пропеллера от поломок применяются планеры с толкающим винтом, либо с тянущей моторной установкой, установленной на возвышении (см. рис. 1.6). Такая компоновка защищает пропеллер при штатных посадках, однако при падении он будет сломан. Оптимальным является применение складывающегося пропеллера (применяется на Zala) или эластичного крепления, т.н. «пропсейвера» (установлен на К-01).
Одним из важных путей совершенствования авионики БПЛА является создание комплексных систем, в которых обрабатывается информация от нескольких измерителей, часто работающих на различных физических принципах, определяющих одни и те же, либо функционально связанные параметры. Потребность в этом обусловлена тем, что каждый измеритель в отдельности не удовлетворяет всем требованиям, которые предъявляются к измерению этих параметров.
Принцип использования для оценки состояния БПЛА КНС, состоящей из инерциальной, магнитометрической и спутниковой НС, применен в комплексе навигации и управления разработки ООО «ТеКнол», функциональная схема которого показана на рис. 1.7 [26, 51].
Способы угловой стабилизации БПЛА
ПВ предназначена для определения углов крена и тангажа мини-БПЛА путём обработки показаний четырёх горизонтально расположенных под углом 90 градусов друг к другу пирометров, размещённых вдоль строительных осей ЛА (рис. 2.1).
Достоинствами системы, отличающими её от микромеханических инерциальных систем ориентации, является отсутствие накапливаемой со временем погрешности, отсутствие восприимчивости к вибрациям и перегрузкам, минимальные габариты и вес (менее 30 гр.). Принцип работы пирометрической вертикали: а - полёт БПЛА на уровне горизонта, б - принципиальная схема размещения пирометров
Принцип действия ПВ основан на измерении вертикального распределения разности температур небосвода и земли, имеющей минимум в зените и максимум в надире. Разница минимума и максимума является температурным градиентом, не постоянным во времени и зависящем от погодных условий. В ясные дни значение градиента достигает 40С, а в пасмурные может снижаться до 1С. Зная значение текущего градиента и используя разность показаний двух диаметрально-противоположно направленных пирометров возможно вычислять углы крена и тангажа БПЛА. Если БПЛА летит горизонтально, все датчики находятся в плоскости горизонта, «видят» одинаковую тепловую картину и выходные напряжения диаметрально противоположных датчиков равны, то есть, согласно рис. 2.16:
Если БПЛА накренить на N градусов, датчик Datl будет «видеть» А% земли и Б% неба (отношение зависит от высоты), а датчик Dat3 наоборот, А% неба и Б% земли (рис. 2.1а). Средняя температура области зрения каждого датчика будет отличаться, что приведёт к рассогласованию выходных напряжений пары датчиков Datl и Dat3, которое преобразуется в сигнал угла поворота БПЛА относительно поперечной оси. Аналогично, рассогласование выходных сигналов пары датчиков Dat2 и Dat4 преобразуется в сигнал угла поворота БПЛА относительно продольной оси.
Используя два связанных инфракрасных термометра (построенных на основе пирометров), находящихся на одной оси и направленных в диаметрально противоположных направлениях, возможно вычислить угол наклона термометров к горизонту, приняв характеристики и погрешности термометров идентичными. Для этого необходимо поле зрения каждого термометра, куда попадают элементы земли и небосвода, принять за 100%. Когда оба термометра направлены на горизонт, в поле зрения каждого датчика попадает 50% неба и 50% земли. Показания термометров будут равны. Если теперь повернуть термометры на 30 градусов вокруг оси симметрии, то нижний датчик будет «видеть» 80% земли и 20% неба, а верхний наоборот. Отображаемая каждым термометром температура может быть получена через пропорцию [85]:
Разница показаний датчиков составляет 21 градус Цельсия. На рис. 2.1а показан случай полёта БПЛА при крене в 30 градусов. Средняя температура области зрения датчиков получена в (2.2) и (2.3). Определение требований к элементному составу пирометрической вертикали и технических ограничений
Любое нагретое выше 0,058 градуса Кельвина (нижняя граница излучаемости фотонов) тело обладает эмиссией, согласно закону Планка. Интенсивность излучения абсолютно чёрного тела (АЧТ) в зависимости от температуры и частоты определяется законом Планка. Таким образом, и поверхность земли, и находящееся в космосе вещество, будут всегда обладать инфракрасным (ИК) излучением. Длина волны, при которой энергия излучения АЧТ максимальна, определяется законом смещения Вина. Причём формула Вина даёт длину волны максимальной плотности фотонов, формирующих температуру АЧТ, и не исключает наличия фотонов с другой длиной волны в излучаемом спектре [86]. Расчёт по формуле Вина показывает, что температуру в интервале от -65 до +100 градусов Цельсия формируют фотоны инфракрасного диапазона с длиной волны в периоде от 14 до 8 мкм соответственно.
Устранение взаимовлияния углов крена и тангажа применением шести пирометров
Одним из важных путей совершенствования авионики БПЛА является создание комплексных систем, в которых обрабатывается информация от нескольких измерителей, определяющих одни и те же, либо функционально связанные параметры. Потребность в одновременном измерении одних и тех же параметров с помощью устройств и систем, работающих на различных физических принципах, обусловлена тем, что каждый измеритель в отдельности не удовлетворяет всем требованиям, которые предъявляются к измерению этих параметров.
Недостатком ПВ является невозможность работы в условиях отсутствия видимой линии горизонта (при полётах в глубоких ущельях, тоннелях, улицах города) и неравномерной тепловой картины по разные стороны от БПЛА (например, когда справа лесной пожар, слева - холодное море). В первом случае ПВ вообще не сможет функционировать, во втором случае появится существенная погрешность определения углов крена и тангажа. Также ПВ неспособна формировать угловые скорости и ускорения БПЛА (только путём дифференцирования углов ориентации по времени), что ограничивает количество типов АП, реализация которых возможна на базе ПВ.
Инерциальные бесплатформенные системы ориентации (БСО) не имеют этих недостатков, но имеют свойство накопления погрешностей и время их автономной работы в связи с этим ограничено. Современные БСО, построенные на микромеханических элементах, используют микромеханические датчики угловой скорости (ДУС), вычисление углов ориентации по которым осуществляется путём интегрирования их выходных сигналов, соответствующих угловым скоростям в проекции на ось чувствительности датчика, одним из известных методов (например, алгоритмы на основе матрицы направляющих косинусов, углов Эйлера-Крылова или алгоритм на основе параметров Родрига-Гамильтона (см. стр. 314 из [11])) и в рамках данной работы не рассматриваются.
Недостатки пирометрической вертикали могут быть уменьшены тем, что в пирометрическую вертикаль дополнительно вводится двухосевой или трёхосевой датчик угловой скорости (ДУС), оси чувствительности которого расположены параллельно строительным осям летательного аппарата, а сам ДУС расположен в центре масс, что позволяет контролировать верность вычисляемых по показаниям пирометров углов крена и тангажа [33].
В простейшем случае, в неблагоприятных для пирометрической вертикали условиях, становится возможным кратковременно переключать задачу определения углового положения БПЛА с пирометрической вертикали на ДУС, используя в качестве исходных значений углов крена и тангажа алгоритма интегрирования последнее корректное показание пирометрической вертикали, а также определять факт наличия неблагоприятных условий по показаниям ДУС. На рис. 2.25 показано размещение пирометрической вертикали и ДУС на БПЛА.
В течение полёта происходит непрерывное измерение углов крена и тангажа по показаниям ПВ и ДУС, накопление N последних выборок в ОЗУ вычислителя и сравнение этих показаний: Где 0Р и ур - углы тангажа и крена соответственно, полученные по показаниям ПВ, 0g и yg - углы тангажа и крена соответственно, полученные по показаниям ДУС, т - константа, определяющая размах допустимых отклонений 0g и yg от 0Р и ур, п - порядковый номер измерения.
Неравенства (2.12) представляют собой мастер-фильтр, где в роли мастера выступают показания ПВ. Выполнение неравенств (2.12) означает, что показания ПВ и независимого от неё ДУС на последнем измерении коррелируются и ПВ работает корректно. В этом случае yg присваивается значение ур, a 0g - значение 0Р. Тем самым осуществляется непрерывный контроль верности выдаваемых ПВ углов. В случае не выполнения неравенств (2.12), присвоение yg = yp и 0g = 0Р не происходит. В случае не выполнения неравенств (2.12) к раз подряд, условия работы ПВ признаются неблагоприятными и задача счисления углов крена и тангажа перекладывается на ДУС, интегрированием показаний которого получают текущие углы yg и 0g относительно последних корректных Ур и 0р. Значения параметров N, ти к выбираются индивидуально под используемый БПЛА и АП.
Наиболее распространённые в настоящее время ДУС имеют собственный уход в пределах 0,33 градуса в минуту (на примере модели ADXRS610 производства кампании Analog Devices Inc.). БПЛА самолётной схемы, в зависимости от компоновки, способны сохранять стабилизацию при погрешностях углов крена и тангажа от 1 (для несамостабилизирующихся аэродинамических схем) до 5 (для самостабилизирующихся аэродинамических схем) градусов. Таким образом, при накоплении погрешности определения углов крена и тангажа на уровне 0,33 градуса в минуту, БПЛА самолётной схемы может продолжать, устойчивый полёт, используя показания только ДУС, в течение времени от 3 до 15 минут, что позволяет не только выйти из неблагоприятной для работы ПВ зоны, но и осуществлять полёты в ущельях, тоннелях, и городских улицах.
Ускорение моделирования методом уменьшения модели
В прикладном пакете программ «SolidWorks» на основе 3D моделей проведены расчеты инерционных параметров и положения центра масс Руль высоты (половина горизонтального оперения) аэродинамических рулей (рис. 3.12) относительно системы координат, связанной с осью их вращения (табл. 3.6). Выполнено экспериментальное определение коэффициентов пропорциональности упругих моментов, обусловленных торсионным способом подвеса аэродинамических рулей, а также момента сил сухого трения на валу привода, проведен расчет коэффициентов шарнирного момента аэродинамических рулей.
Определим коэффициенты шарнирного момента аэродинамических рулей согласно работам [116, 117], пренебрегая зависимостью шарнирного момента Ми1 от угла атаки: где S - площадь аэродинамического руля; в - хорда органа управления; р -массовая плотность воздуха; V - скорость полета БПЛА; w=0,005 7 -коэффициент момента.
По зависимости (3.16) для значений Г =54 км/ч (15 м/с), а также величин S и в, массовой плотности воздуха, соответствующей невозмущенной атмосфере, вычислены коэффициенты шарнирных моментов рулей направления Кшн, высоты Кша и элерона К , а также определенные экспериментально значения коэффициентов К}п, Kw, Кп упругих моментов и моментов сил сухого трения приведены в таблице 3.7.
Параметр S,dM2 в, мм Коэффициентшарнирногомомента, Нм/рад Коэффициентупругого момента,Нм/рад Момент силсухого трения, Нм
Исследование динамики рулевого привода аэродинамического руля Исследование динамики рулевого привода проведено на примере аэродинамического руля направления, без учета шарнирного момента, в интегрированной среде моделирования «Matlab 6.5» при следующих числовых параметрах: /=4,8 В - максимальное напряжение на управляющей обмотке исполнительного двигателя; СЧИЯЯ =0,103 Нм/В, Се/=2,3 Вс/рад; WKC(p)=l, К{=1 В/рад, Кос=\ В/рад, Яя = 20 Ом, 6=0,032 Нмс, „ =250, Мтр=0,016 Нм, Фтах = 0,44/?ад - ограничение по углу поворота аэродинамического руля, время дискретизации - 20 мс.
Согласно (3.7) получим следующие параметры передаточных функций по каналам управления (см. табл. 3.8).
Моделирование канала тангажа произведём в интегрированной среде моделирования «Matlab 6.5» согласно структурной схеме (см. рис. 3.1), с использованием полученных коэффициентов передаточной функции рулевого привода (см. табл. 3.8). Коэффициенты передаточной функции по каналу тангажа БПЛА, согласно (3.4), получены в результате виртуальной продувки планера БПЛА и имеют значения: Къ =-0,748; а =0,936; Га =0,132 с; К& =6.345 1/с; Гэ =0,158. Анализ качества работы АП производился по графикам выхода на заданный угол тангажа и отработки РМ ступенчатого задания угла тангажа задатчиком на уровне 10 градусов (0,175 рад.). Путём подбора значений k и устанавливалось оптимальное соотношение времени выхода БПЛА на значение заданного тангажа и времени (качества) переходного процесса БПЛА и РМ. В результате получены значения коэффициентов для канала тангажа: к = 2,5; к = 0,25. Данные значения обеспечивают выход на заданный угол в течение 0,6 сек (см. рис. 3.13) при отработке РМ без перерегулирования и колебаний (см. рис. 3.14).
Выведенные путём моделирования коэффициенты АП проверялись натурно в БПЛА. Комплект бортовой авионики показан на рис. А. 11 приложения А. Управление осуществлялось с помощью базовой станции, внешний вид которой показан на рис. А.8, а принципиальная электрическая схема приведена на рис. А.7 приложения А. Результат записей полётов представлен на рис. 3.15 - 3.20.
На рис. 3.15 и рис. 3.16 показаны записи углов крена и тангажа сделанные на АП вида (1.1) без контроля угловой скорости и ускорения с коэффициентами, подобранными экспериментально по серии управляемых полётов в полуавтоматическом режиме. БПЛА посредством ручного управления выводился в произвольное негоризонтальное положение, где включался АП и оценивалось время вывода БПЛА в горизонтальный полёт и качество стабилизации. На графиках виден переходной процесс, занимающий около 10 сек. и раскачка до ±10 по крену и до ±20 по тангажу. Однако БПЛА сохранял устойчивость и вёл себя в воздухе предсказуемо.
Для уменьшения времени переходного процесса, АЛ вида (1.1) был заменён на АЛ вида (1.2) с контролем угловой скорости и соответствующий компонент введён в программу модуля «пилот» с пирометрической системой ориентации. Коэффициенты к? были также как и в предыдущем примере получены экспериментально по серии управляемых полётов в полуавтоматическом режиме. Угловая скорость рассчитывалась численно как угловое перемещение по времени на предыдущем шаге. Т.к. ПВ вырабатывает углы крена и тангажа с периодом 2,5 - 3 мс, а РМ управляется импульсами периодом 20 мс, на одно управляющее воздействие приходится 6-8 измерений, что позволяет считать данные об угловой скорости корректными на данном шаге. Качество стабилизации АП улучшилось (см. рис. 3.17 и рис. 3.18), но время переходного процесса осталось на прежнем уровне.
Результат натурных испытаний БПЛА «Беркучи» с АП, содержащим элемент контроля угловой скорости, снабжённый аналитически рассчитанными коэффициентами передачи методом «виртуальной продувки», представлен на рис. 3.19 и рис. 3.20. На графиках виден момент включения автопилота (примерно 577 секунда полёта), быстро и более полно затухающий (в течение 2,5 сек.) переходной процесс и возросшее качество удержания углов крена и тангажа.
